Летательный аппарат с пониженным воздействием на окружающую среду

Летательный аппарат с пониженным воздействием на окружающую среду

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Данное изобретение относится к летательному аппарату с пониженным воздействием на окружающую среду.

Заявка № 0511176 на французский патент, зарегистрированная 3 ноября 2005 г. от имени компании-заявителя, описывает летательный аппарат с низким расходом топлива, который создает несущественное загрязнение и который, особенно при взлете и посадке, производит небольшой уровень шумов в направлении земли. Такой летательный аппарат содержит, по меньшей мере, один двигатель с винтом, предпочтительно без обтекателя, смонтированный в задней части летательного аппарата, на его верхней поверхности, при этом его ось, по меньшей мере, в значительной степени параллельна продольной оси упомянутого летательного аппарата. Такой двигатель может, например, быть турбовинтовым с одним винтом или, в качестве альтернативы, быть турбовентиляторным с винтом и вентилятором, вращающимися в противоположных направлениях. К тому же, планер упомянутого летательного аппарата, задняя часть которого содержит горизонтальное оперение и два вертикальных оперения, размещенных по одному на концах упомянутого горизонтального оперения, выполнен таким образом, что упомянутая задняя часть образует барьера для шумов двигателя, направленных вниз и в стороны, при этом упомянутый(ые) винт(ы) размещен(ы) на одной вертикальной прямой с упомянутой задней частью.

Такой противошумный барьер, образованный упомянутой задней частью планера, является особенно эффективным, так как шум винта - высоконаправленный, при этом максимум шума воспринимается возле плоскости вращения винта и шум резко понижается с увеличением расстояния от данной плоскости вращения.

Более того, на данном летательном аппарате упомянутый(ые) винт(ы) предпочтительно размещается(ются) в задней части упомянутого двигателя и способен (способны) создавать тягу на упомянутом летательном аппарате. Таким образом, винт(ы) находится(ятся) на небольшом сечении фюзеляжа летательного аппарата, оставляя, таким образом, больше места для его (их) установки. К тому же, винт(ы) таким образом отдален(ы) от пассажирской кабины, что служит большему комфорту пассажиров.

Таким образом, при таком расположении может возникнуть ситуация, в которой в случае несдерживаемого разрыва вращающейся части турбомашин(ы) и /или разрыва части винта(ов) обломки от них могут повредить или даже сломать горизонтальное оперение (и особенно кессон хвостового оперения, который поддерживает его и находится в задней части планера), а также вертикальные оперения, приводя к потере летательного аппарата.

Несомненно, для того чтобы устранить такой недостаток, можно было бы рассмотреть возможность удваивания, усиления и/или защиты конструкции упомянутой задней части планера, но такие меры могут увеличить массу и стоимость летательного аппарата и в то же время отрицательно повлиять на летно-технические характеристики.

Следовательно, задачей данного изобретения является усовершенствование вышеупомянутого летательного аппарата при низких затратах, без увеличения массы и снижения эффективности противошумного барьера, образованного задней частью его планера.

С этой целью, в соответствии с изобретением, летательный аппарат с пониженным воздействием на окружающую среду, имеющий продольную ось и содержащий:

- по меньшей мере, один двигатель, который содержит, по меньшей мере, один винт, расположенный сзади упомянутого двигателя и способный создавать тягу на упомянутом летательном аппарате, и который смонтирован в задней части упомянутого летательного аппарата, на его верхней поверхности, при этом ось упомянутого двигателя, по меньшей мере, в значительной степени параллельна упомянутой продольной оси летательного аппарата, а упомянутый двигатель и упомянутый винт таковы, что в случае их разрушения их обломки будут следовать траекториям, содержащимся в области разрушения, находящейся на одной линии с упомянутой осью двигателя и ограниченной поперек этой оси передней границей и задней границей; и

- планер, задняя часть которого содержит горизонтальное оперение и два вертикальных оперения, расположенных по одному на концах упомянутого горизонтального оперения, при этом упомянутая задняя часть планера содержит кессон хвостового оперения, поддерживающий упомянутое горизонтальное оперение, а упомянутый винт размещен вертикально на одной прямой с упомянутой задней частью планера таким образом, что последний образует противошумный барьер, по меньшей мере, в отношении направленного вниз шума двигателя,

отличается тем, что:

- упомянутый двигатель смонтирован на упомянутой задней части планера таким образом, что упомянутая задняя граница области разрушения находится спереди от центральной части упомянутого кессона хвостового оперения; и

- упомянутое горизонтальное оперение имеет обратную стреловидность.

Таким образом, благодаря данному изобретению двигатель (двигатели) смещается (смещаются) вперед на упомянутой задней части планера таким образом, что в случае их разрушения их обломки и обломки от винта(ов) не могут чрезмерно нарушить функционирование горизонтального и вертикальных оперений. Более того, противошумный барьер, образованный этой задней частью планера, не испытывает снижения летно-технических характеристик вследствие смещения двигателя или двигателей вперед, поскольку горизонтальное оперение в данном случае обращено вперед, так как оно имеет обратную стреловидность, что также смещает вертикальные оперения вперед. Что касается противошумного барьера, смещение двигателя(ей) вперед в результате компенсируется ориентацией горизонтального оперения вперед, место стыка которого может размещаться в том же месте, что и место стыка горизонтального оперения летательного аппарата предшествующего уровня техники.

Несомненно, в этом вышеописанном упомянутом летательном аппарате и в летательном аппарате данного изобретения, каждый двигатель смонтирован на верхней поверхности летательного аппарата с помощью системы крепления, например пилона или устройства аналогичного типа.

Согласно другому важному отличительному признаку данного изобретения такая система крепления также расположена спереди от центральной части упомянутого кессона хвостового оперения.

Таким образом, упомянутый кессон хвостового оперения полностью независим от упомянутой системы крепления, что означает, что упомянутое горизонтальное оперение может быть типа с регулируемым углом атаки, известного как тип управляемого горизонтального стабилизатора (Trimmable Horizontal Stabilizer (THS) на английском).

В одном преимущественном варианте осуществления данного изобретения упомянутая задняя часть планера и упомянутая обратная стреловидность предназначены для образования барьера, на каждой стороне плоскости вращения винта(ов), для всей части шума, интенсивность звука которой выше, чем заранее заданная доля максимальной интенсивности, создаваемой упомянутым двигателем. Например, интенсивность звука, огражденная упомянутой задней частью планера на каждой стороне упомянутой плоскости, равна, по меньшей мере, приблизительно -5 дБ относительно упомянутой максимальной интенсивности.

Такая часть шума образует известным образом зону шума, расположенную на одной линии с осью двигателя и ограниченную поперек этой оси передней границей и задней границей. Поэтому желательно, чтобы передняя кромка с обратной стреловидностью упомянутого горизонтального оперения, по меньшей мере, приблизительно следовала линии упомянутой передней границы упомянутой зоны шума. Таким образом, представляется возможным максимально увеличить способность ограждения шума при данном относительном положении упомянутого двигателя с винтом по отношению к месту стыка горизонтального оперения с обратной стреловидностью.

Опыт показал, что углы обратной стреловидности упомянутого горизонтального оперения и упомянутой передней кромки могут преимущественно составлять порядка двадцати и порядка пятнадцати градусов, соответственно.

Несомненно, летательный аппарат в соответствии с данным изобретением может быть одномоторным летательным аппаратом и иметь только один двигатель с винтом, смонтированный в задней части описанным выше способом. Однако, в дополнение к двигателю с винтом, летательный аппарат может также содержать, по меньшей мере, два газотурбинных двигателя, установленных симметрично на крыльях упомянутого летательного аппарата. Такое расположение предпочтительно ввиду того, что поскольку хвостовой винтовой двигатель имеет низкий расход топлива и малошумный благодаря противошумному ограждению, образованному задней частью планера, создается возможность снижения мощности (и, следовательно, шумов и расхода топлива) смонтированных на крыльях газотурбинных двигателей.

Однако в предпочтительном варианте осуществления летательного аппарата по настоящему изобретению предусмотрены два двигателя с винтом, размещенных рядом друг с другом в задней части летательного аппарата, при этом оси двигателей параллельны.

По прилагаемым чертежам можно легко понять способ осуществления изобретения. На этих чертежах идентичные ссылки обозначают аналогичные элементы.

На фиг.1 и 2 схематично изображен первый вариант осуществления летательного аппарата по настоящему изобретению, представленный с видом сбоку и с видом спереди, соответственно.

На фиг.3 схематично изображен вид сверху, в более крупном масштабе, задней части летательного аппарата, показанного на фиг.1 и 2.

На фиг.4 и 5 схематично изображен вид сверху, соответствующий фиг.3 и соответственно иллюстрирующий защиту оперения от разрушения двигателя или винта(ов) и ограждение шума, исходящего от винтового двигателя.

На фиг.6 и 7 схематично изображен предпочтительный вариант осуществления летательного аппарата по настоящему изобретению, представленный с видом спереди и увеличенным частичным видом сверху, соответственно.

Самолет 1 коммерческих перевозок, соответствующий данному изобретению и изображенный схематично на фиг.1-3, имеет продольную ось Х-Х и содержит планер 2, который состоит из фюзеляжа 3, крыльев 4, горизонтального оперения 5 и двух вертикальных оперений 6. На каждом крыле 4 установлен газотурбинный двигатель 7, а вертикальные оперения 6 размещены на концах горизонтального оперения 5.

Это горизонтальное оперение 5 - стабилизатор известного управляемого типа (THS) с изменяемым углом наклона, поддерживаемый кессоном хвостового оперения 8, центральная часть 8С которого содержится внутри задней части 3R фюзеляжа 3. К тому же, горизонтальное оперение 5 имеет обратную стреловидность с углом φе. Также передняя кромка 9 горизонтального оперения 5 имеет обратную стреловидность с углом φb.

В задней части 2R планера 2 (задняя часть 2R которого содержит заднюю часть 3R фюзеляжа 3, горизонтальное оперение 5 и вертикальное оперение 6) смонтирован двигатель 10 с винтом, размещенный на верхней поверхности упомянутой задней части 3R фюзеляжа 3, с осью L-L, параллельной продольной оси Х-Х самолета 1 и размещенной в той же вертикальной плоскости. Двигатель 10 поддерживается стойкой 11 или чем-то подобным, размещенной спереди от центральной части 8С кессона хвостового оперения 8. В своей задней части двигатель 10 имеет два винта 12 и 13 противоположного вращения без обтекателей, размещенных вертикально на одной линии с упомянутым горизонтальным оперением 5.

Если во время работы двигателя 10 и вращения винта(ов) 12 и 13 произойдет их разрушение, обломки от упомянутого двигателя и/или от упомянутого(ых) винта(ов) будут следовать траекториям, содержащимся внутри области 14 разрушения, находящейся на одной линии с упомянутой осью L-L упомянутого двигателя и ограниченной поперек упомянутой оси передней границей 15 и задней границей 16 (см. фиг.4).

Как показано на фиг.4, двигатель 10 смонтирован в задней части 2R планера 2 так, что упомянутая задняя граница 16 области 14 разрушения проходит вперед от центральной части 8С кессона хвостового оперения 8.

Таким образом, в случае разрушения двигателя 10 и/или винта(ов) 12, 13 кессон хвостового оперения не будет полностью разрушен, будет риск повреждения только части оперения 5 и 6.

К тому же, во время работы каждый из упомянутых винтов 12 и 13 создает шум, интенсивность звука которого максимальна возле плоскости вращения и резко понижается с увеличением расстояния от нее вдоль по оси L-L. В данном примере винт(ы) 12 и 13 производят около упомянутых осей L-L общий шум, максимальная интенсивность звука которого находится главным образом на плоской поверхности, проходящей между винтами 12 и 13. Зона 17 шума, находящаяся на одной линии с осью L-L двигателя 10 и ограниченная поперек этой оси передней границей 18 и задней границей 19, изображена на фиг.5, при этом интенсивность звука в этой зоне 17 шума для примера составляет -5 дБ относительно упомянутой максимальной интенсивности звука (см. фиг.5).

Как видно на фиг.5, взаимное расположение винта(ов) 12, 13, горизонтального оперения 5 и вертикальных оперений 6 таково, что поблизости упомянутого двигателя 10 упомянутая зона 17 шума расположена внутри пространства, образованного упомянутыми горизонтальным 5 и вертикальными 6 оперениями. На схеме расположения, изображенной на фиг.5, передняя кромка 9 горизонтального оперения 5 проходит, по меньше мере, приблизительно по передней границе 18 зоны 17 шума.

Таким образом, шум, создаваемый двигателем 10, огражден в направлении вниз горизонтальным оперением 5 и частично в стороны вертикальными оперениями 6.

В результате после взлета и посадки шум, создаваемый двигателем 10 самолета 1 в направлении земли, значительно снижается вследствие его ограждения горизонтальным оперением 5 и частично вертикальными оперениями 6.

Следует отметить, что по сравнению с обычным самолетом с двумя газотурбинными двигателями с такими же летно-техническими характеристиками самолет 1 может использовать менее мощные газотурбинные двигатели 7 (и, следовательно, менее шумные) благодаря наличию двигателя 10 в хвостовой части. В общем, самолет 1 может, следовательно, быть менее шумным и потреблять меньше топлива, чем такой самолет с двумя газотурбинными двигателями.

Самолет 21 коммерческих перевозок, соответствующий данному изобретению и изображенный схематично на фиг.6 и 7, также имеет продольную ось Х-Х и содержит планер 22, который состоит из фюзеляжа 23, крыльев 24, горизонтального оперения 25 и двух вертикальных оперений 26, размещенных на концах горизонтального оперения 25. На крыльях 24 газотурбинный двигатель не установлен.

Так же как и горизонтальное оперение 5, горизонтальное оперение 25 является стабилизатором управляемого типа (THS) и поддерживается кессоном хвостового оперения 28, центральная часть 28С которого содержится внутри задней части 23R фюзеляжа 23. Горизонтальное оперение 25 и его передняя кромка 26 имеют обратную стреловидность с углами φe и φb, соответственно.

В задней части 22R планера 22 (задняя часть которого 22R содержит заднюю часть 23R фюзеляжа 23, горизонтальное оперение 25 и вертикальные оперения 26) смонтированы два винтовых двигателя 10G и 10D, размещенные рядом на верхней поверхности упомянутой задней части 23R фюзеляжа 23, с осями L-L, параллельными продольной оси Х-Х самолета 21. Двигатели 10G и 10D установлены на стойках 11G и 11D или чем-то подобном, соответственно, размещенных спереди от центральной части 28С кессона хвостового оперения 28. В своей задней части двигатели 10G и 10D имеют два винта 32 и 33 противоположного вращения без обтекателей, размещенных вертикально на одной линии с упомянутым горизонтальным оперением 25.

Подобным образом, описанным выше в отношении самолета 1:

- двигатели 10G и 10D смонтированы в задней части 22R планера 22 таким образом, что задняя граница 36 всей области 34 разрушения, принимая во внимание оба эти двигателя, проходит вперед от центральной части 28С кессона хвостового оперения 28 (так же как задняя граница 16 области 14 разрушения проходит вперед от центральной части 8С кессона хвостового оперения 8);

- задняя часть 22R планера 22 и угол φe обратной стреловидности горизонтального оперения 25 предназначены для образования барьера, на каждой стороне плоскости вращения винта(ов) 32, 33, для всей части шума двигателей 10G, 10D, интенсивность звука которой выше, чем заранее заданная доля максимальной интенсивности, создаваемой упомянутыми двигателями;

- интенсивность звука, огражденная упомянутой задней частью планера на каждой стороне плоскости вращения винта(ов) равна, по меньшей мере, приблизительно -5 дБ относительно максимальной интенсивности; и

- передняя кромка 29 с обратной стреловидностью упомянутого горизонтального оперения 25, по меньшей мере, приблизительно следует линии упомянутой передней границы всей зоны шума двигателей 10G и 10D.

В частности, в примерном варианте осуществления, продемонстрированном на фиг.6 и 7, доказаны преимущества угла φe обратной стреловидности горизонтального оперения 25, составляющего порядка 20 градусов, в то время как угол φb обратной стреловидности передней кромки 29 составляет порядка 15 градусов.

1. Летательный аппарат с пониженным воздействием на окружающую среду, имеющий продольную ось (Х-Х) и содержащий:по меньшей мере, один двигатель (10; 10G, 10D), который содержит, по меньшей мере, один винт (12, 13; 32, 33), размещенный сзади упомянутого двигателя и способный создавать тягу на упомянутом летательном аппарате, и который смонтирован в задней части летательного аппарата на его верхней поверхности, при этом ось (L-L) упомянутого двигателя, по меньшей мере, в значительной степени параллельна упомянутой продольной оси (Х-Х) летательного аппарата, а упомянутый двигатель и упомянутый винт таковы, что в случае их разрушения их обломки будут следовать траекториям, содержащимся в области (14) разрушения, находящейся на одной линии с упомянутой осью (L-L) двигателя и ограниченной, поперек этой оси (L-L), передней границей (15) и задней границей (16); ипланер (2; 22), задняя часть (2R; 22R) которого содержит горизонтальное оперение (5; 25) и два вертикальных оперения (6; 26), расположенных по одному на концах упомянутого горизонтального оперения, при этом упомянутая задняя часть планера содержит кессон хвостового оперения (8; 28), поддерживающий упомянутое горизонтальное оперение, а упомянутый винт расположен вертикально на одной прямой с упомянутой задней частью планера таким образом, что последний образует противошумный барьер, по меньшей мере, в отношении направленного вниз шума двигателя, в котором:упомянутый двигатель (10; 10G, 10D) смонтирован на упомянутой задней части (2R; 22R) планера таким образом, что упомянутая задняя граница (16; 36) области (14; 34) разрушения находится спереди от центральной части (8С; 28С) упомянутого кессона хвостового оперения (8; 28); иупомянутое горизонтальное оперение (5; 25) имеет обратную стреловидность (с углом φе).

2. Летательный аппарат по п.1, в котором система крепления (11; 11G, 11D) двигателя к упомянутой задней части планера также расположена спереди от центральной части (8С; 28С) упомянутого кессона хвостового оперения (8; 28).

3. Летательный аппарат по п.2, в котором угол наклона упомянутого горизонтального оперения (5; 25) с обратной стреловидностью является регулируемым.

4. Летательный аппарат по п.1, в котором упомянутая задняя часть планера и упомянутое горизонтальное оперение с обратной стреловидностью предназначены для образования барьера, на каждой стороне плоскости вращения винта, для всей части шума, интенсивность звука которой выше, чем заранее заданная доля максимальной интенсивности, создаваемой упомянутым двигателем.

5. Летательный аппарат по п.4, в котором интенсивность звука, огражденная упомянутой задней частью планера на каждой стороне плоскости вращения винта, равна, по меньшей мере, приблизительно -5 дБ относительно упомянутой максимальной интенсивности.

6. Летательный аппарат по п.4, в котором упомянутая часть шума образует зону (17) шума, находящуюся на одной линии с упомянутой осью (L-L) упомянутого двигателя и ограниченную поперек этой оси (L-L) передней границей (18) и задней границей (19), при этом передняя кромка (9; 29) с обратной стреловидностью упомянутого горизонтального оперения, по меньшей мере, приблизительно следует линии упомянутой передней границы (18) упомянутой зоны (17) шума.

7. Летательный аппарат по п.1, в котором угол (φе) обратной стреловидности упомянутого горизонтального оперения составляет приблизительно двадцать градусов.

8. Летательный аппарат по п.6, в котором угол (φb) обратной стреловидности упомянутой передней кромки (9; 29) горизонтального оперения составляет приблизительно пятнадцать градусов.

9. Летательный аппарат по п.1, который содержит один винтовой двигатель (10), смонтированный в задней части, и, по меньшей мере, два газотурбинных двигателя (7), установленных симметрично на крыльях (4) упомянутого летательного аппарата.

10. Летательный аппарат по п.1, который содержит, по меньшей мере, два таких винтовых двигателя (10G, 10D), смонтированных в задней части летательного аппарата на его верхней поверхности и расположенных рядом друг с другом, при этом их оси параллельны.