Интегральный и/или модульный высокоскоростной самолет

Интегральный и/или модульный высокоскоростной самолет

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Область техники, к которой относится изобретение

Раскрытые варианты выполнения относятся к интегральным и/или модульным конфигурациям высокоскоростного самолета и к способам проектирования и изготовления таких конфигураций.

Уровень техники

Одна из целей коммерческого воздушного транспорта заключается в доставке пассажиров и грузов как можно быстрее из одного пункта в другой. Соответственно, многие коммерческие транспортные самолеты работают при крейсерских скоростях с числом Маха приблизительно 0,8-0,85. По мере нарастания ограничений по времени, предъявляемых к воздушным средствам и их пользователям, становится экономически выгодным перевозить пассажиров и грузы с более высокими скоростями. Однако полет самолета с околозвуковыми или сверхзвуковыми скоростями (при числе Маха более около 0,85) предъявляет относительно более высокие требования к реактивной тяге по сравнению с сопоставимым по размерам дозвуковым самолетом. Для получения достаточной реактивной тяги при больших высотах и числах Маха при одновременном снижении соответствующего возрастания лобового сопротивления, обычный околозвуковой и сверхзвуковой самолет содержит турбовентиляторные двигатели с низкой степенью двухконтурности или прямоточные турбореактивные двигатели. Такие конфигурации обычно имеют высокое удельное потребление топлива в крейсерских режимах, которое в целом перевешивает любое присущее им преимущество в аэродинамическом качестве, приводя к существенно меньшей общей топливной экономичности, чем для самолета с более низкой скоростью. Низкая топливная экономичность может также приводить к возрастанию выбросов в атмосферу.

Обычный околозвуковой и сверхзвуковой самолет обычно работает при очень высоких скоростях реактивной струи с целью создания достаточной реактивной тяги для взлета, что может приводить к существенным шумовым проблемам для аэропорта и окружения. Один подход к снижению шумности заключается в удлинении каналов воздухозаборника и сопла двигателя, а также в использовании в каналах покрытий, снижающий уровень шумности. Один из недостатков такого подхода состоит в том, что такие покрытия обычно увеличивают вес двигателя, что приводит к увеличению нагрузки на структуру крыла и чувствительности самолета к флаттеру крыла. Если увеличить толщину крыла для увеличения его несущей способности, то увеличивается также волновое сопротивление самолета. Увеличенный вес крыла также увеличивает количество топлива, которое должен нести самолет, что в свою очередь увеличивает вес структуры для топлива, а это в свою очередь требует еще больше топлива. В соответствии с этим может оказаться затруднительной разработка эффективного, экономичного, приемлемого для окружающей среды самолета, который работает на околозвуковых и/или сверхзвуковых скоростях.

На фиг.1А и 1В показан на виде сверху и снизу, соответственно, сверхзвуковой самолет 100а, согласно уровню техники, в изометрической проекции. Самолет 100а содержит фюзеляж 102а, треугольное крыло 104а, силовую установку 106а, подвешенную на крыле 104а, и установку управления 107 тангажом с задним стабилизатором. В качестве альтернативного решения самолет 100а может содержать установку управления тангажом без стабилизатора или по схеме "утка". В любой конфигурации продольное распределение наружного поперечного сечения самолета и продольное распределение площади плоскостей в плане имеют тенденцию к преобладанию в околозвуковом и сверхзвуковом волновом сопротивлении (т.е. в увеличение лобового сопротивлении, возникающего при скоростях с числом Маха свыше около 0,85 из-за эффектов сжимаемости воздуха). В соответствии с этим фюзеляж 102а может быть длинным, тонким и с площадью поперечного сечения в соответствии с теорией площадей для снижения действия волнового лобового сопротивления при сверхзвуковых скоростях.

Изменение площади поперечного сечения фюзеляжа 102а в соответствии с теорией площадей может привести к тому, что средняя зона фюзеляжа является более узкой, чем передняя и задняя части фюзеляжа (т.е. "приталенная" конфигурация). Приталивание фюзеляжа может компенсировать увеличение площади поперечного сечения, обусловленное присутствием крыла 104а и силовой установки 106а. Силовая установка 106а может включать четыре гондолы 108а двигателей, установленных под крылом 104а для минимизации аэродинамического мешающего лобового сопротивления и для удаления вращающихся механизмов двигателей от основного лонжерона крыла и топливных баков, расположенных в крыле. Уменьшающие шумность сопла 110а обычно консольно располагаются полностью за задней кромкой 112а крыла 104а и могут, соответственно, приводить к увеличению консольных нагрузок на крыло 104а.

На фиг.1С-Е показан на виде сбоку, виде сверху и в разрезе по фюзеляжу, соответственно, высокоскоростной околозвуковой транспортный самолет 100b, имеющий фюзеляж 102b, стреловидное крыло 104b и гондолы 106b двигателей, подвешенные на крыле 104b, согласно уровню техники. Фюзеляж 102b имеет существенно зауженную или приталенную зону вблизи соединения 105 крыла и фюзеляжа. В соответствии с этим фюзеляж 102b выполнен для предотвращения или по меньшей мере снижения увеличения лобового сопротивления, как это было описано применительно к фиг.1А и 1В. Эта конструкция имеет несколько недостатков, включая повышенный вес структуры, повышенный риск появления флаттера крылья и уменьшенную грузовместимость. Конфигурации, показанные на фиг.1А-1Е, могут быть структурно неэкономичными и иметь пониженную грузовместимость как результат приталивания фюзеляжа, необходимого для уменьшения лобового сопротивления на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

Раскрытие изобретения

Изобретение относится к высокоскоростному самолету и способам изготовления самолета. Согласно одному аспекту изобретения, самолет содержит фюзеляж, выполненный с возможностью перевозки полезного груза, и крыло, подвешенное к фюзеляжу. Крыло имеет переднюю зону с передней кромкой и заднюю зону с задней кромкой, верхнюю поверхность и нижнюю поверхность. Самолет дополнительно содержит силовую установку, расположенную, по меньшей мере, вблизи задней зоны крыла, при этом, по меньшей мере, часть силовой установки расположена между верхней и нижней поверхностями крыла. Силовая установка может содержать, по меньшей мере, одно впускное отверстие под нижней поверхностью крыла или над верхней поверхностью крыла, и по меньшей мере один двигатель, расположенный позади и с вертикальным смещением от впускного отверстия. Силовая установка дополнительно содержит, по меньшей мере, одно реактивное сопло позади, по меньшей мере, одного двигателя. Согласно другому аспекту изобретения, самолет дополнительно содержит, по меньшей мере, одно переднее оперение, расположенное на фюзеляже впереди от силовой установки. Согласно другому аспекту изобретения, фюзеляж может быть удлинен вдоль оси фюзеляжа, и самолет может содержать поверхность управления тангажом, имеющую заднюю кромку, расположенную внутрь от сопла между соплом и осью фюзеляжа.

Согласно еще одному аспекту изобретения, силовая установка содержит изогнутый назад S-образный канал между впускньм отверстием и двигателем. Самолет может быть выполнен для продолжительной работы с крейсерской скоростью с числом Маха от около 0,95 до около 0,99, или, в качестве альтернативного решения, с продолжительной крейсерской скоростью с числом Маха от около 1,5 до около 3,0. Фюзеляж может включать переднюю зону, заднюю зону вблизи силовой установки и промежуточную зону перед силовой установкой между передней и задней зонами. Фюзеляж может непрерывно сужаться от промежуточной зоны к задней зоне.

Изобретение также относится к модульной установке самолета, которая содержит фюзеляж, имеющий секцию полезной нагрузки, и стреловидное крыло, подвешенное к фюзеляжу части и имеющее верхнюю и нижнюю поверхности. Установока самолета дополнительно содержит первую и вторую носовые части, выполненные с возможностью взаимозаменяемой установки на фюзеляже, при этом первая носовая часть выполнена для полета с дозвуковой скоростью с числом Маха до около 0,99, а вторая носовая часть - для сверхзвукового полета. Установка дополнительно содержит первую и вторую гондолы, выполненные с возможностью взаимозаменяемого соединения с задней частью крыла, при этом первая гондола выполнена для полета с дозвуковой скоростью с числом Маха до около 0,99, а вторая гондола - для сверхзвукового полета.

Изобретение дополнительно относится к способу изготовления самолета. Согласно одному аспекту изобретения, способ содержит крепление крыла к фюзеляжу, при этом крыло имеет переднюю зону с передней кромкой и заднюю зону с задней кромкой, и верхнюю и нижнюю поверхность. Фюзеляж выполнен для перевозки полезного груза и имеет удлиненную форму вдоль оси фюзеляжа. Способ дополнительно содержит прикрепление силовой установки к крылу путем подъема силовой установки к задней зоне крыла и расположения, по меньшей мере, части силовой установки между верхней и нижней поверхностями крыла. Силовая установка содержит, по меньшей мере, одно впускное отверстие, расположенное под нижней поверхностью крыла или над верхней поверхностью крыла, при этом силовая установка включает, по меньшей мере, один турбовентиляторный двигатель, расположенный позади и с вертикальным смещением от впускного отверстия. Силовая установка дополнительно содержит, по меньшей мере, одно сопло позади, по меньшей мере, одного двигателя, и канал в целом S-образной формы между, по меньшей мере, одним двигателем и, по меньшей мере, одним впускным отверстием. Способ дополнительно содержит расположение поверхности управления тангажом между силовой установкой и осью фюзеляжа, или крепление переднего оперения к фюзеляжу.

Краткое описание чертежей

На чертежах изображено:

фиг.1А и 1В - сверхзвуковой транспортный самолет, имеющий суженный фюзеляж, согласно уровню техники;

фиг.1С-Е - дозвуковой/околозвуковой транспортный самолет, имеющий суженный фюзеляж, согласно уровню техники;

фиг.2 - сверхзвуковой транспортный самолет, имеющий интегрированную силовую установку и заднюю часть, согласно данному изобретению, на виде сбоку в изометрической проекции;

фиг.3 - самолет, в целом согласно фиг.2, согласно одному варианту выполнения изобретения, на виде сзади, в изометрической проекции;

фиг.4А-С - самолет, в целом согласно фиг.2, согласно одному варианту выполнения изобретения, на виде сверху, спереди и сбоку, соответственно;

фиг.5 - разрез силовой установки, интегрированной с задней частью фюзеляжа самолета, согласно одному варианту выполнения изобретения, на виде сбоку;

фиг.6А - график зависимости общей площади поперечного сечения и площади поперечного сечения отдельных компонентов самолета, имеющего интегрированную силовую установку, согласно одному варианту выполнения изобретения;

фиг.6В - сравнение суженного и не суженного фюзеляжа, согласно одному варианту выполнения изобретения;

фиг.6С - альтернативные не суженные расположения пассажирских мест, согласно другим вариантам выполнения изобретения;

фиг.7 - сравнение прогнозируемой взлетной массы и уровня шумности, соответствующих самолету, согласно вариантам выполнения изобретения;

фиг.8 - задняя часть конструкции высокоскоростного самолета, имеющего наклоненные наружу кили, согласно одному варианту выполнения, на виде сверху, в изометрической проекции;

фиг.9 - задняя часть конструкции высокоскоростного самолета, имеющего наклоненные внутрь кили, согласно одному варианту выполнения, на виде сверху, в изометрической проекции;

фиг.10 - высокоскоростной транспортный самолет, имеющий интегрированную, установленную сзади силовую установку, согласно другому варианту выполнения изобретения, в наложении на самолет, имеющий не интегрированную силовую установку, на виде сверху;

фиг.11А-С - разрез задней части фюзеляжа высокоскоростного самолета и сопла, согласно другому варианту выполнения изобретения, на виде сбоку;

фиг.12 - околозвуковой транспортный самолет, согласно одному варианту выполнения изобретения, на виде спереди справа, в изометрической проекции;

фиг.13 - околозвуковой транспортный самолет, показанный на фиг.12, согласно одному варианту выполнения изобретения, на виде спереди слева, в изометрической проекции;

фиг.14 - таблица данных околозвукового транспортного самолета, согласно одному варианту выполнения изобретения;

фиг.15А-С - околозвуковой транспортный самолет, в целом аналогичный показанному на фиг.12 и 13, на виде сверху, спереди и сбоку, согласно одному варианту выполнения изобретения;

фиг.15D-F - околозвуковой транспортный самолет, на виде сверху, спереди и сбоку, согласно другому варианту выполнения изобретения;

фиг.16А - данные сравнения прогнозируемого времени рейса для обычного дозвукового самолета и околозвукового транспортного самолета, согласно одному варианту выполнения изобретения;

фиг.16В - данные сравнения прогнозируемой дальности полета для обычного дозвукового самолета и околозвукового транспортного самолета, согласно одному варианту выполнения изобретения;

фиг.17А - околозвуковой самолет, согласно другому варианту выполнения изобретения, в изометрической проекции;

фиг.17В - сверхзвуковой коммерческий реактивный самолет, имеющий силовую установку, интегрированную с задней частью корпуса, согласно одному варианту выполнения изобретения, на виде сзади, в изометрической проекции;

фиг.18 - задняя часть самолета, имеющего интегрированную силовую установку с впускными отверстиями, расположенными над крылом, согласно другому варианту выполнения изобретения;

фиг.19 - околозвуковой транспортный самолет, имеющий интегрированную силовую установку с впускными отверстиями, расположенными над крылом, согласно еще одному варианту выполнения изобретения, в изометрической проекции;

фиг.20A-G - впускные отверстия для околозвукового или сверхзвукового самолета, согласно другим вариантом выполнения изобретения;

фиг.21 - гондола, интегрированная с задней частью корпуса самолета и имеющая впускные створки всасывания, согласно другому варианту выполнения изобретения, на виде сверху, в изометрической проекции;

фиг.22 - задняя часть корпуса самолета, выполненная с возможностью установки одной или трех интегрированных гондол, согласно другому варианту выполнения изобретения, на виде сверху, в изометрической проекции;

фиг.23 - задняя часть корпуса самолета, имеющая кили, установленные на лонжеронах, согласно другому варианту выполнения изобретения, на виде сверху, в изометрической проекции;

фиг.24 - модульный самолета для режима околозвуковых или сверхзвуковых крейсерских скоростей, согласно еще одному варианту выполнения изобретения, на виде сверху.

Осуществление изобретения

Для лучшего понимания специфичных деталей изобретения ниже приводится подробное описание вариантов его выполнения. Однако специалистам в данной области техники понятно, что изобретение может быть осуществлено на практике без использования этих деталей. В некоторых примерах хорошо известные структуры и функции не показаны или не описаны подробно во избежание излишнего усложнения описания вариантов выполнения изобретения.

На чертежах одинаковыми позициями обозначены одинаковые или в основном аналогичные элементы. Для облегчения идентификации при описании любого конкретного элемента самая старшая цифра или цифры позиции относится к номеру фигуры, на которой этот элемент был впервые приведен (например, элемент 1202 является впервые введенным и описанным применительно к фиг.12). Размеры, углы и другие технические параметры, показанные на фигурах, являются представительными для конкретных вариантов выполнения изобретения. В таком случае конфигурации в соответствии с другими вариантами выполнения могут иметь другие технические параметры.

Фиг.2-11 С и соответствующее описание относятся к сверхзвуковому самолету, имеющему установленные сзади, интегрированные силовые установки в соответствии с вариантами выполнения изобретения. Фиг.12-17А и соответствующее описание относятся к околозвуковому самолету, имеющему смонтированные сзади, интегрированные силовые установки в соответствии с другими предпочтительными вариантами изобретения. Фиг.17В и соответствующее описание относятся в целом к сверхзвуковым реактивным самолетам бизнес-класса, имеющим установленные сзади, интегрированные силовые установки в соответствии с другими вариантами выполнения изобретения. Фиг.18-23 и соответствующее описание относятся к компонентам интегрированных силовых установок в соответствии с другими вариантами выполнения изобретения. Фиг.24 и соответствующее описание относятся к модульным конфигурациям самолета в соответствии с другими вариантами выполнения изобретения.

На фиг.2 показан частично в изометрической проекции сверхзвуковой самолет 200, имеющий интегрированную силовую установку и заднюю часть в соответствии с одним вариантом выполнения изобретения. В одном варианте выполнения, самолет 200 может быть выполнен для доставки около 300 пассажиров при крейсерской скорости с числом Маха около 2,4. В других вариантах выполнения, самолет 200 может иметь другие вместимости для полезной нагрузки и другие крейсерские скорости, например крейсерскую скорость с числом Маха от около 1,5 до около 3,0.

Фиг.3 представляет частично схематический изометрический вид сверху самолета 200, в целом аналогичного показанному на фиг.2, но имеющему укороченный фюзеляж 202. На фиг.4А-С показан на виде сверху, спереди и сбоку, соответственно, самолет 200, в целом аналогичный показанному на фиг.2. Как показано на фиг.3 и 4А-С, самолет 200, согласно варианту выполнения, содержит фюзеляж 202 (удлиненный вдоль оси 203 фюзеляжа), треугольное крыло 204 и силовую установку 206, интегрированную в задней части 214 корпуса. Согласно одному аспекту этого варианта выполнения (показанного на фиг.4В), фюзеляж 202 имеет в целом эллиптическую форму поперечного сечения для более простого приспособления к конфигурации посадочных мест пассажиров с двойным проходом между рядами. В других вариантах выполнения, фюзеляж 202 может иметь другие формы, такие как круговую форму поперечного сечения. В любом варианте выполнения, фюзеляж 202 может непрерывно сужаться от средней к задней зоне для улучшения характеристик лобового сопротивления самолета 200, как будет более подробно описано ниже. Крыло 204 может иметь в целом треугольную конфигурацию, такую как конфигурация тройного треугольника, показанную на фиг.3 и 4А. В качестве альтернативного решения, крыло 204 может иметь конфигурацию одиночного или двойного треугольника или непрерывно искривленную оживальную или стреловидную конфигурацию. Самолет может дополнительно содержать установленное спереди переднее оперение 228 по схеме "утка" и вертикальные кили 230. В других вариантах выполнения кили могут иметь иные конфигурации, как будет описано более подробно ниже применительно к фиг.8 и 9.

Как показано на фиг.4А-С, силовая установка 206 может включать двигатели 216 (фиг.4А), расположенные в относительно длинных гондолах 218 (фиг.4С). Согласно одному аспекту этого варианта выполнения, каждая гондола 218 может включать воздухозаборник 220, имеющий впускное отверстие 223, расположенное под нижней поверхностью 237 крыла 204, и впускной канал 221 S-образной формы, соединяющий впускное отверстие 223 с двигателем 216. Гондолы 218 могут далее включать выпускные каналы или сопла 222, расположенные на или над крылом 204. В альтернативных вариантах выполнения, впускное отверстие 223 может быть расположено над крылом 204, как более подробно описано ниже со ссылками на фиг.18 и 19. Согласно другому аспекту варианта выполнения, показанного на фиг.4А-С, воздухозаборники 220 и сопла 222 могут быть расположены довольно далеко сзади от обычных положений установки на крыле. Например, воздухозаборник 220 может быть расположен позади положения 30% хорды крыла. Сопла 222 могут быть расположены позади задней кромки 224 (фиг.4А) крыла 204 и около или выше хордовой линии крыла на задней кромке 224. Двигатели 216 могут быть расположены за основным корпусом 226 крыла и могут выступать за заднюю кромку 224 крыла, как описано более подробно со ссылками на фиг.5.

На фиг.5 показан разрез задней части самолета 200 по линии 5-5 на фиг.4А. Как показано на фиг.5, максимальная площадь поперечного сечения гондолы 218 может быть расположена за основным корпусом 226 крыла, так что гондола 218, по меньшей мере, частично "скрыта" за фронтом крыла 204. По меньшей мере, часть гондолы 218 и любые вращающиеся компоненты двигателя 216 могут быть также расположены позади зоны 232 полезной нагрузки или салона самолета 200. Например, вращающиеся компоненты двигателя (например, лопатки вентилятора, лопатки компрессора и лопатки турбины) могут быть расположены позади герметичной части фюзеляжа 202 для уменьшения вероятности разгерметизации салона в случае повреждения вращающихся компонентов. Вращающиеся компоненты двигателя 216 также могут быть размещены позади любого топливного бака в крыле 204 для уменьшения вероятности возгорания в случае повреждения вращающихся компонентов. В любом из вариантов выполнения, двигатель 216 может быть немного наклонен вниз, как показано на фиг.5, или в качестве альтернативного решения, двигатель 216 может быть примерно горизонтальным. Еще в одном варианте выполнения (например, когда воздухозаборник смонтирован над крылом, как описано ниже со ссылками на фиг.18 и 19), двигатель 216 может быть наклонен вверх.

Согласно одному аспекту варианта выполнения, показанного на фиг.5, шасси 234 может быть размещено в направлении задней зоны 232 салона и в направлении гондолы 218. Согласно другому аспекту этого варианта выполнения, может быть предусмотрен обтекатель 235 шасси для размещения шасси 234 и расположен в зоне, где фюзеляж 202 сужается в направлении гондолы 218. Другой обтекатель 236 может плавно соединять верхнюю часть гондолы 218 с верхней поверхностью 238 крыла 204.

Согласно одному аспекту этого варианта выполнения, увеличение площади поперечного сечения, вызванное гондолой 218 (и в одном варианте выполнения, обтекателем 235 шасси), может совпадать с уменьшением площади поперечного сечения фюзеляжа 202 для формирования плавного распределения общей площади, имеющего малую чисто фронтальную площадь. В соответствии с этим эта конфигурация может уменьшить возможность значительного роста лобового сопротивления при околозвуковых скоростях по сравнению с конфигурациями, имеющими другие положения силовой установки.

Фиг.6А иллюстрирует пример распределения площади, соответствующего конфигурации, согласно одному варианту выполнения изобретения. Распределение площади комбинации крыла и фюзеляжа и (по направлению к задней части самолета) комбинации крыла, фюзеляжа и гондолы, образует плавно изменяющуюся функцию, которая может существенно снизить динамическое воздействие волнового сопротивления при околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

Фиг.6В иллюстрирует расположение посадочных мест фюзеляжа 202 в соответствии с одним вариантом выполнения изобретения. Для сравнения на фиг.6В также показан фюзеляж 202а, имеющий примерно такую же вместимость посадочных мест, но в суженной конфигурации. На фиг.6С показаны два других варианта выполнения фюзеляжей 202b и 202с, имеющих не суженные конфигурации.

Как показано на фиг.4А, задняя часть 214 фюзеляжа самолета 200 может включать плоские зоны или "бобровые хвосты" 240 внутрь от каждого сопла 222. Плоские зоны 240 могут обеспечить структурную поддержку для гондол 218 и формировать интегрированный горизонтальный стабилизатор. Плоские зоны 240 могут быть объединены с задней частью 214 корпуса и создавать часть общей подъемной силы самолета, которая может уравновешивать часть статического веса и инерционной нагрузки двигателей 216. Задняя часть 214 корпуса может дополнительно включать подвижные поверхности 242 руля высоты, которые могут быть использованы в комбинации с наружными элевонами 244 крыла и передним оперением 228 для обеспечения продольных (т.е. по оси тангажа) функций триммирования и управления.

Согласно одному аспекту этого варианта выполнения, использование трех поверхностей (рулей 242 высоты, элевонов 244 и переднего оперения 228) может обеспечить работу в широком диапазоне положений центра тяжести, что может быть затруднительным или невозможным в конфигурациях, имеющих большие тяжелые двигатели, установленные в задней части самолета. Согласно одному аспекту этого варианта выполнения, передние крылья 228, элевоны 244 и рули 242 высоты можно одновременно отклонять для получения подъемной силы на всех трех поверхностях и поднимать центр тяжести самолета 200. В одном варианте выполнения, рули 242 высоты могут быть объединены с реактивными соплами 222 для изменения вектора реактивной тяги, описанного более подробно ниже со ссылками на фиг.10 и 11А-С. В еще одном варианте выполнения, например, переднее оперение 228 можно исключить, когда элевоны 244 и рули 242 высоты обеспечивают адекватное управление тангажом. Подобная конфигурация приемлема для самолета, сконструированного как реактивный самолет-заправщик, бомбардировщик, реактивный самолет бизнес-класса или другой тип самолета, для которых ограничена возможность смещения центра тяжести в ходе полета или между полетами.

Согласно одному аспекту варианта выполнения самолета 200, кили 230 могут быть вертикальными и смонтированными на тех же структурных элементах, которые поддерживают двигатели 216, на примерно той же линии сечения, что и двигатели 216. В соответствии с этим общий вес самолета может быть снижен по сравнению с конфигурациями, имеющими раздельные опорные структуры для двигателей и килей. В качестве альтернативного решения, единственный киль может быть установлен непосредственно на фюзеляже 202 в непосредственной близости от его задней зоны 214. В другом варианте выполнения, кили 230 могут быть выполнены полностью подвижными или, в качестве альтернативного решения, кили 230 могут включать неподвижную часть с подвижным рулем.

Один признак варианта выполнения самолета 200, описанного выше со ссылками на фиг.2-6С, состоит в том, что за счет интегрирования силовой установки 206 в задней части 214 корпуса может быть снижено влияние на площадь поперечного сечения фюзеляжа 202 по сравнению с другими конфигурациями установки двигателя. Соответственно, фюзеляж 202 не обязательно должен быть зауженным по его центру, что может оказывать неблагоприятное влияние на вместимость полезного груза, структурные характеристики и характеристики звукового удара.

Другим преимуществом варианта выполнения самолета 200, описанного выше со ссылками на фиг.2-6С, является то, что общая длина силовой установки 206 может быть увеличена по сравнению с другими конфигурациями без вредного воздействия на теорию площадей, указанную выше, и без существенного увеличения консольных нагрузок позади задней кромки 224 крыла. В соответствии с этим как воздухозаборники 220, так и сопла 222 могут быть обработаны с использованием акустических панелей или других шумопонижающих средств для уменьшения динамического воздействия шума, создаваемого самолетом 200, на окружающую среду. Например, на фиг.7 показаны прогнозируемые данные для самолета типа, описанного выше со ссылками на фиг.2-6С, сравнивающие уровни шумности для самолета при наличии и отсутствии смонтированных в задней зоне интегрированных силовых установок. Оба самолета выполнены для перевозки 300 пассажиров на расстояние 5500 морских миль при приблизительно одной и той же сверхзвуковой крейсерской скорости. Как показано на фиг.7, самолет, не имеющий интегрированной в задней части фюзеляжа силовой установки, имеет увеличение максимального взлетного веса от 753500 фунтов до 796800 фунтов (с 341782 до 361422 кг), когда уровень шумности после дросселирования подачи топлива (после взлета) уменьшается от 5 дБ до 7 дБ ниже норм шумности "Отчета по анализу отказов" (FAR), часть 36, этап III. Напротив, самолет, имеющий встроенную в заднюю зону фюзеляжа силовую установку, имеет увеличение веса от 652109 фунтов до 672411 фунтов (с 295791 до 305000) с обеспечением уровня шумности на 10 дБ ниже требований норм шумности при дросселировании, и на 6 дБ ниже норм шумности для боковой полосы (в конце взлетно-посадочной полосы при взлете). В соответствии с этим самолет, имеющий интегрированную силовую установку, согласно варианту выполнения изобретения (а), может иметь меньший взлетный вес брутто, чем другие конфигурации, и (b) может иметь больший запас с точки зрения шумности, чем другие конфигурации, поскольку уровень шумности может быть снижен на большую величину, не приводя к такому же большому увеличению веса самолета.

Еще одним признаком варианта выполнения самолета 200, описанного выше со ссылками на фиг.2-бС, является то, что, по меньшей мере, часть гондолы 218 "скрыта" за выступающей фронтальной площадью крыла 204 и интегрирована с крылом 204. Соответственно, самолет 200 может использовать двигатели 216, имеющие больший диаметр (для более высокой реактивной тяги и/или более высокой степени двухконтурности двигателя), чем не интегрированные конфигурации, без существенного ухудшения аэродинамических характеристик. Более того, интегрирование гондол 218 может уменьшить открытую смачиваемую площадь гондол 218 и соответственно общее приповерхностное трение самолета. Кроме того, S-образная форма канала 221 воздухозаборника может экранировать наружную от самолета зону от распространяющегося вперед шума, создаваемого компонентами вентилятора двигателя и/или другими компонентами двигателя.

Другим признаком интегрирования гондолы 218 с крылом 204 самолета и задней частью 214 фюзеляжа является то, что такая установка может более эффективно поддерживать двигатели 216. Например, двигатели 216 не обязательно консольно закрепляются или подвешиваются под крылом 204, и сопло 222 может быть объединено с задней частью 214 фюзеляжа, вместо консольного закрепления за крылом 204. Как указывалось выше, одно из преимуществ этого признака состоит в том, что сопло 222 может быть выполнено более длинным (обеспечивающим повышенную акустическую обработку) без существенного возрастания структурных нагрузок, создаваемых соплом. Например, в одном варианте выполнения сопло 222 может быть удлинено примерно на 150 дюймов (381 см) по сравнению с конструкциями, имеющими подвесные, установленные на крыле гондолы.

Еще одним признаком варианта выполнения самолета 200, описанного выше со ссылками на фиг.2-6С, является то, что он может содержать плоскую поверхность управления тангажом или " бобровый хвост" 240 на задней части 214 корпуса. Одно преимущество плоской поверхности 240 состоит в том, что она может увеличивать общую длину хорды внутрь от крыла, тем самым снижая соотношение толщины к хорде (и, соответственно, уменьшая лобовое сопротивление) или обеспечивая увеличенную глубину крыла. Другое преимущество состоит в том, что плоская поверхность 240 может распределять часть аэродинамической подъемной силы по задней части фюзеляжа и тем самым снижать структурную нагрузку на крыло. Еще одно преимущество плоской поверхности 240 задней части фюзеляжа заключается в том, что она может в комбинации с формой в плане стреловидного крыла уменьшать или замедлять проблемы нестабильности роста тангажа при большом угле атаки по сравнению с другими конфигурациями, не имеющими этого признака.

Еще одним признаком варианта выполнения самолета 200, описанного выше со ссылками на фиг.2-6С, является то, что треугольная в плане форма крыла может создавать достаточную подъемную силу для уменьшения или исключения необходимости в средствах увеличения подъемной силы, таких как щелевые и/или нещелевые закрылки передней и/или задней кромки крыла. В соответствии с этим уменьшается механическая сложность крыла по сравнению с обычными конфигурациями.

Еще одним признаком варианта выполнения самолета, описанного выше со ссылками на фиг.2-6С, является то, что фюзеляж 202 не обязательно должен быть суженным или уменьшенным в поперечном сечении для согласования с присутствием крыла 204 и/или силовой установки 206. В соответствии с этим можно использовать более короткий, с большим диаметром фюзеляж для получения того же числа посадочных мест пассажиров. Более короткий фюзеляж может снизить общий вес самолета и повысить качество полета по сравнению с самолетами, имеющим более длинные (и более гибкие) фюзеляжи.

В других вариантах выполнения, самолет 200 может иметь признаки, отличные от описанных выше со ссылками на фиг.2-6С. Например, отверстие 223 воздухозаборника может иметь по существу эллиптическую форму (как показано на фиг.4В) или, в качестве альтернативного решения, другие формы и конфигурации, такие как описанные более подробно ниже со ссылками на фиг.20A-20G. В некоторых вариантах выполнения может быть предпочтительным уменьшение соотношения высоты к ширине отверстия 223 воздухозаборника для более полного интегрирования воздухозаборника в самолете. Каждый воздухозаборник 220 может обеспечивать подачу воздуха к одному двигателю или, в качестве альтернативного решения, к нескольким двигателям, как будет описано более подробно ниже со ссылками на фиг.19. Воздухозаборники 220 могут иметь подвижные внутренние поверхности для применения на сверхзвуковых скоростях или, в качестве альтернативного решения, фиксированную геометрию, например, как при установке в дозвуковом самолете, такие как будут описаны ниже со ссылками на фиг.12-17А.

Реактивное сопло 222 может иметь конфигурацию шумоподавляющего эжектора с фиксированной или изменяемой геометрией и может иметь по существу круглую, прямоугольную или другую форму. В одном варианте выполнения, сопло 222 может быть реактивным соплом с лопаточным эжектором, выполненное с возможностью увеличения подавления шумности и описанное подробно в находящейся на рассмотрении заявке US № 09/671870, поданной 27 сентября 2000 г., полное содержание которой включается в данное описание. В других вариантах выполнения, сопло 222 может обеспечивать изменение вектора реактивной тяги, как описано более подробно ниже со ссылками на фиг.10 и 11А-С. В одном варианте выполнения, крыло может иметь угол стреловидности передней кромки примерно от 28 градусов до 38 градусов снаружи от гондол 218 и примерно от 45 градусов до 75 градусов или более внутрь от гондол 218. В других вариантах выполнения, угол стреловидности крыла может иметь другие значения.

В других вариантах выполнения, самолет может иметь другие конфигурации. Например, как показано на фиг.8, самолет 800, согласно одному варианту выполнения изобретения, может иметь интегрированную заднюю часть 814 корпуса, по существу аналогичную задней части 214, описанной выше со ссылками на фиг.2-6С. Самолет 800 может также включать кили 830, наклоненные наружу. В качестве альтернативного решения, как показано на фиг.9, самолет 800 может включать заднюю часть 814 фюзеляжа, имеющую наклоненные внутрь кили 930. Конкретная конфигурация, выбранная для килей, может зависеть от аэродинамических характеристик и характеристик управления другими элементами самолета.

На фиг.10 показан на виде сверху самолет 1000, имеющий интегрированные гондолы 1018 и заднюю часть 1014 корпуса в соответствии с другим вариантом выполнения изобретения. Для целей иллюстрации план самолета 1000 наложен на план самолета 100а (в целом аналогичного показанному на фиг.1А), имеющего не интегрированную силовую установку. Согласно одному аспекту варианта выполнения, показанного на фиг.10, самолет 1000 может включать фюзеляж 1002, крыло 1004 и две гондолы 1018, каждая из которых имеет воздухозаборник 1020, смонтированный под фюзеляжем 1002 и/или под крылом 1004. Каждый воздухозаборник 1020 может обеспечивать подачу воздуха к двум двигателям 1016. Согласно другому аспекту этого варианта выполнения, самолет 1000 может включать сопла 1022 вблизи верхней поверхности задней части 1014 фюзеляжа. Элевоны 1042 расположены в задней части сопел 1022 для изменения вектора реактивной тяги, создаваемой двигателями 1016. Например, как показано в разрезе на фиг.11А, элевон 1042 может быть расположен непосредственно позади двигателя 1016 и ниже переднего верхнего щитка 1043 сопла. Положения элевона 1042 и верхнего щитка 1043 можно