BR102016020094B1 - Aeronave - Google Patents

Abstract

AERONAVE É fornecida uma aeronave incluindo uma fuselagem e um motor traseiro. A fuselagem define um lado superior, um lado inferior e um tronco localizado próxima de uma extremidade traseira da aeronave. O tronco define uma linha de referência superior que se estende ao longo do tronco em um lado superior da fuselagem e uma linha de referência inferior que se estende ao longo do tronco em um lado inferior da fuselagem. As linhas de referência superior e inferior se encontram em um ponto de referência na traseira do tronco. A fuselagem ainda define uma porção rebaixada localizada na traseira do tronco e interiormente recortada a partir da linha de referência inferior. O motor traseiro inclui uma nacele que se estende adjacente à porção rebaixada da fuselagem de modo que o motor traseiro possa ser incluído na aeronave sem interferir, por exemplo, com um ângulo de decolagem da aeronave.

Description

CAMPO DA INVENÇÃO

[001] A presente invenção refere-se geralmente a uma aeronave que tem um motor traseiro, ou mais particularmente a uma fuselagem de uma aeronave projetada para acomodar um motor traseiro.

ANTECEDENTES DA INVENÇÃO

[002] Uma aeronave comercial convencional geralmente inclui uma fuselagem, um par de asas e um sistema de propulsão que fornece impulso. O sistema de propulsão tipicamente inclui pelo menos dois motores de aeronave, como motores a jato turbofan. Cada motor a jato turbofan é montado em uma das respectivas asas da aeronave, como em uma posição suspensa debaixo da asa, separado da asa e da fuselagem. Essa configuração permite que os motores a jato turbofan interajam com fluxos de ar de fluxo livre separados que não são impactados pelas asas e/ou pela fuselagem. Essa configuração pode reduzir uma quantidade de turbulência no ar que entra em uma entrada de cada respectivo motor a jato turbofan, o qual tem um efeito positivo no impulso propulsivo líquido da aeronave.

[003] No entanto, um arrasto sobre a aeronave que inclui os motores a jato turbofan também afeta o impulso propulsivo líquido da aeronave. A quantidade total de arrasto sobre a aeronave, incluindo atrito do revestimento, forma e arrasto induzido, geralmente é proporcional à diferença entre a velocidade de fluxo livre de ar que se aproxima da aeronave e uma velocidade média de um turbilhonamento a jusante da aeronave, que é produzido devido ao arrasto sobre a aeronave.

[004] Foram propostos sistemas contra os efeitos de arrasto e/ou para aprimorar uma eficiência dos motores a jato turbofan. Por exemplo, determinados sistemas de propulsão incorporam sistemas de ingestão da camada limite para encaminhar uma porção de ar que se move relativamente lento formando uma camada limite através, por exemplo, da fuselagem e/ou das asas, nos motores a jato turbofan a montante a partir de uma seção do ventilador dos motores a jato turbofan. Embora essa configuração possa reduzir o arrasto por reenergização do fluxo de ar da camada limite a jusante da aeronave, o fluxo de ar que se move relativamente lento a partir da camada limite que entra no motor a jato turbofan geralmente tem um perfil de velocidade não uniforme ou distorcido. Como resultado, esses motores a jato turbofan podem experimentar uma perda de eficiência que minimiza ou nega quaisquer benefícios de arrasto reduzido sobre a aeronave.

[005] Um propulsor de ingestão dedicado da camada limite pode ser adicionado à aeronave. No entanto, se esse propulsor de ingestão da camada limite é posicionado para ingerir ar de ingestão da camada limite em uma extremidade traseira da aeronave, esse propulsor de ingestão da camada limite pode interferir com um ângulo de decolagem da aeronave. Consequentemente, uma aeronave capaz de energizar o ar de movimentação lenta que forma uma camada limite através da fuselagem da aeronave seria útil. De forma específica, uma aeronave capaz de energizar o ar de movimentação lenta que forma uma camada limite através da fuselagem da aeronave sem interferir com um ângulo de decolagem da aeronave seria particularmente benéfico.

DESCRIÇÃO DA INVENÇÃO

[006] Aspectos e vantagens da invenção serão apresentados em parte na descrição a seguir, ou podem ser óbvios a partir da descrição, ou podem ser aprendidos através de prática da invenção.

[007] Em uma realização exemplar da presente invenção, é fornecida uma aeronave. A aeronave estende-se entre uma extremidade dianteira e uma extremidade traseira e inclui uma fuselagem que define um lado superior e um lado inferior. A fuselagem adicionalmente define um tronco localizado próximo da extremidade traseira da aeronave. O tronco define uma linha de referência superior que se estende ao longo do tronco no lado superior da fuselagem e uma linha de referência inferior que se estende ao longo do tronco no lado inferior da fuselagem. As linhas de referência superior e inferior encontram-se em um ponto de referência localizado na traseira do tronco. A fuselagem ainda define uma porção rebaixada localizada na traseira do tronco e interiormente recortada a partir da linha de referência inferior. A aeronave também inclui um motor traseiro que inclui uma nacele que se estende adjacente à porção rebaixada da fuselagem.

[008] Em outra realização exemplar da presente invenção, é fornecida uma aeronave. A aeronave define uma linha central longitudinal e inclui um par de asas, cada asa definindo um lado superior e um lado interior que têm o trem de pouso que se estende a partir do lado inferior da mesma. A aeronave também inclui uma fuselagem que define um lado superior e um lado inferior, o lado inferior da fuselagem e o trem de pouso juntos, definindo o ângulo de decolagem máximo com a linha central longitudinal. A fuselagem ainda define uma porção rebaixada no lado inferior da fuselagem localizada na traseira do par de asas e que define um ângulo com a linha central longitudinal maior do que o ângulo máximo de decolagem. A aeronave adicionalmente inclui um motor traseiro localizado atrás do par de asas e que inclui uma nacele que se estende adjacente à porção rebaixada da fuselagem.

[009] Essas e outras características, aspectos e vantagens da presente invenção serão melhores compreendidas com referência à descrição a seguir e reivindicações anexas. Os desenhos que acompanham, que são incorporados e constituem uma parte desse relatório descritivo, ilustram as realizações da invenção e, juntamente com a descrição, servem para explicar os princípios da invenção.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[010] Uma divulgação completa e que capacita a presente invenção, incluindo o melhor modo da mesma, direcionada a um técnico no assunto, é apresentada no relatório descritivo, que faz referência às Figuras anexas.

[011] A Figura 1 é uma vista superior de uma aeronave de acordo com várias realizações da presente invenção.

[012] A Figura 2 é uma vista a bombordo da aeronave exemplar da Figura 1.

[013] A Figura 3 é uma vista esquemática em seção transversal de um motor de turbina a gás de acordo com uma realização da presente invenção.

[014] A Figura 4 é uma vista esquemática em seção transversal em close up, de uma extremidade traseira da aeronave da Figura 1.

[015] A Figura 5 é uma vista esquemática em seção transversal de um motor traseiro de acordo com uma realização da presente invenção.

[016] A Figura 6 é uma vista em seção transversal de uma entrada do motor traseiro da Figura 5 tomada ao longo de um eixo da linha central do motor traseiro da Figura 5.

[017] A Figura 7 é uma vista esquemática em seção transversal em close up da porção inferior do motor traseiro da Figura 5.

DESCRIÇÃO DE REALIZAÇÕES DA INVENÇÃO

[018] Serão feitas agora referências em detalhes às presentes realizações da invenção, um ou mais exemplos dos quais estão ilustrados nos desenhos que acompanham. A descrição detalhada usa designações numéricas e de letras para se referir a características nos desenhos. Designações parecidas ou similares nos desenhos e na descrição foram usadas para se referir a peças parecidas ou similares da invenção. Como usado no presente pedido, os termos “primeiro”, “segundo” e “terceiro” podem ser usados de forma intercambiável para distinguir um componente de outro e não se destinam a indicar a localização ou importância dos componentes individuais. Os termos “a montante” e “a jusante” referem-se a uma direção relativa em relação ao fluxo de fluido em uma via de fluido. Por exemplo, “a montante” refere-se à direção a partir da qual o fluido flui e “a jusante” refere-se à direção para a qual o fluido flui.

[019] Referindo-se agora às figuras, em que numerais idênticos indicam os mesmos elementos ao longo das figuras, a Figura 1 fornece uma vista superior de uma aeronave exemplar (10) na medida em que pode incorporar várias realizações da presente invenção. A Figura 2 fornece uma vista a bombordo (24) da aeronave (10), conforme ilustrado na Figura 1. Conforme mostrado nas Figuras 1 e 2 de forma coletiva, a aeronave (10) define uma linha central longitudinal (12) que se estende através da mesma, uma direção vertical V, uma direção lateral L, uma extremidade frontal (14) e uma extremidade traseira (16). Além disso, a aeronave (10) define uma linha média (18), que se estende entre a extremidade frontal (14) e a extremidade traseira (16) da aeronave (10). Conforme usado no presente pedido, a “linha média” refere-se a uma linha de ponto médio que se estende ao longo do comprimento da aeronave (10), não considerando os suplementos da aeronave (10), (como as asas (22) e os estabilizadores discutidos baixo).

[020] Além disso, a aeronave (10) inclui uma fuselagem (20), que se estende longitudinalmente a partir da extremidade frontal (14) da aeronave (10) em direção da extremidade traseira (16) da aeronave (10) e um par de asas (22). A primeira dessas asas (22) se estende lateralmente externamente em relação à linha central longitudinal (12) a partir do lado a bombordo (24) da fuselagem (20) e a segunda dessas asas (22) se estende lateralmente externamente em relação à linha central longitudinal (12) a partir de um lado a estibordo (26) da fuselagem (20). Cada uma das asas (22) para a realização exemplar representada inclui um ou mais flapes de bordo de ataque (28) e um ou mais flapes de bordo de fuga (30). A aeronave (10) ainda inclui um estabilizador vertical (32) que tem um flape de leme (34) para o controle de desvio de rota e um par de estabilizadores horizontais (36), cada um tendo um flape elevador (38) para controle de passo. A fuselagem (20) adicionalmente inclui uma superfície externa (40).

[021] A aeronave exemplar (10) das Figuras 1 e 2 também inclui um sistema de propulsão. O sistema de propulsão exemplar inclui uma pluralidade motores de aeronave, pelo menos um dos quais montado para cada par de asas (22). De forma específica, a pluralidade de motores de aeronave inclui um primeiro motor de aeronave (42) para uma primeira asa do par de asas (22) e um segundo motor de aeronave (44) montado para uma segunda asa do par de asas (22). Em pelo menos certas realizações exemplares, os motores de aeronave (42), (44) podem ser configurados como motores a jato turbofan suspensos debaixo das asas (22) em uma configuração sob a asa. Por exemplo, em pelo menos certas realizações exemplares, o primeiro e/ou segundo motores de aeronave (42), (44) podem ser configurados substancialmente da mesma maneira que o motor a jato turbofan exemplar (100) descrito abaixo com referência à Figura 3. De maneira alternativa, no entanto, em outras realizações exemplares, pode ser fornecido qualquer outro motor de aeronave adequado. Por exemplo, em outras realizações exemplares, o primeiro e/ou segundo motores de aeronave (42), (44) alternativamente podem ser configurados como motores turbojato, motores turbo eixo, motores turboélice, etc.

[022] Adicionalmente, o sistema de propulsão inclui um motor traseiro (200) montado na fuselagem (20) da aeronave (10) próximo à extremidade traseira (16) da aeronave (10), ou mais particularmente em uma localização traseira das asas (22) e motores de aeronave (42), (44). O motor traseiro exemplar (200) é montado na fuselagem (20) da aeronave (10) de modo que a linha média (18) se estenda através do mesmo. O motor traseiro (200) será discutido em maiores detalhes abaixo com referência às Figuras 4 a 7.

[023] Referindo-se especificamente à Figura 2, a aeronave 10 adicionalmente inclui um trem de pouso, como rodas (46), que se estendem a partir do lado inferior da fuselagem (20) e a partir do lado inferior das asas (22). A fuselagem (20) é projetada para permitir que a aeronave (10) decole e/ou pouse em um ângulo de decolagem (48) com o solo sem que a extremidade traseira (16) raspe o solo. Conforme será discutido abaixo, a fuselagem exemplar (20) e o motor traseiro (200) descritos no presente pedido são projetados para permitir que a aeronave (10) mantenha um ângulo de decolagem (48) desejado, apesar da adição do motor traseiro (200) próximo da extremidade traseira (16) da aeronave (10). De maneira notável, para a realização representada, a linha central longitudinal (12) da aeronave (10) é paralela ao solo quando a aeronave (10) estiver no solo. Consequentemente, o ângulo máximo de decolagem (48), conforme mostrado, pode alternativamente ser definido com a linha central longitudinal (12) da aeronave (10) (mostrado como ângulo (48) na Figura 2).

[024] Referindo-se agora à Figura 3, é fornecida uma vista esquemática em seção transversal de um motor de aeronave exemplar. Especificamente, para a realização representada, o motor de aeronave é configurado como um motor a jato turbofan de alta derivação, citado no presente pedido como “motor turbofan (100)”. Conforme discutido acima, um ou tanto o primeiro e/ou segundo motores de aeronave (42), (44) da aeronave exemplar (10) descrito nas Figuras 1 e 2 podem ser configurados substancialmente da mesma forma que o motor turbofan exemplar (100) da Figura 3.

[025] Conforme mostrado na Figura 3, o motor turbofan (100) define uma direção axial A1 (que se estende paralelamente a uma linha central longitudinal (102) fornecida para referência) e uma direção radial R1. Em geral, o turbofan (10) inclui uma seção de ventilador (104) e um núcleo do motor de turbina (106) dispostos a jusante da seção de ventilador (104).

[026] O núcleo exemplar do motor de turbina (106) representado geralmente inclui um invólucro externo substancialmente tubular (108) que define uma entrada anular (110). O invólucro exterior (108), se encaixa, em relação ao fluxo serial, a uma seção de compressor incluindo um reforçador (booster) ou compressor de baixa pressão (LP) (112) e um compressor de alta pressão (HP) (114); uma seção de combustão (116); uma seção de turbina incluindo uma turbina de alta pressão (HP) (118) e uma turbina de baixa pressão (LP) (120); e um seção de bocal de exaustão (122). Um eixo ou carretel de alta pressão (HP) (124) conecta de maneira guiada, a turbina HP (118) ao compressor HP (114). Um eixo ou carretel de baixa pressão (LP) (126) conecta de maneira guiada, a turbina LP (120) ao compressor LP (112). A seção de compressor, seção de combustão (116), seção de turbina e seção de bocal (122) juntas definem a via do fluxo de ar central (37).

[027] Para a realização representada, a seção de ventilador (104) inclui um ventilador de passo variável (128) que tem uma pluralidade de pás do ventilador (130) acopladas a um disco (132) em uma maneira espaçada. Conforme representado, as pás do ventilador (130) se estendem exteriormente a partir do disco (132) geralmente ao longo da direção radial R e definem um diâmetro do ventilador D. Cada pá do ventilador (130) é rotativa em relação ao disco (132) cerca de um passo do eixo P em virtude das pás do ventilador (130) serem acopladas de maneira operacional a um membro de atuação adequado (134) configurado para variar coletivamente o passo das pás do ventilador (130) em unissonância. As pás do ventilador (130), disco (132) e o membro de atuação (134) giram junto ao redor do eixo longitudinal (12) pelo eixo LP (126) através de uma caixa de engrenagens mecânica (136). A caixa de engrenagens mecânica (136) inclui uma pluralidade de engrenagens para ajustar a velocidade de rotação do ventilador (128) em relação ao eixo LP (126) para uma velocidade de rotação do ventilador mais eficiente.

[028] Referindo-se ainda a realização exemplar da Figura 3, o disco (132) é coberto pelo cubo dianteiro rotativo (138) projetado aerodinamicamente para promover um fluxo de ar através da pluralidade de pás do ventilador (130). Adicionalmente, a seção de ventilador exemplar (104) inclui um compartimento de ventilador anular ou nacele exterior (140) que circunda circunferencialmente o ventilador (128) e/ou pelo menos uma porção do núcleo do motor de turbina (106). Deve-se apreciar que a nacele (140) pode ser configurada para ser suportada em relação ao núcleo do motor de turbina (106) por uma pluralidade de palhetas de guia de saída circunferencialmente espaçadas (142). Além disso, uma seção a jusante (144) da nacele (140) pode se estender ao longo de uma porção externa do núcleo do motor de turbina (106) de modo a definir uma passagem de fluxo de ar de derivação (146) entre as mesmas.

[029] Deve-se apreciar, no entanto, que o motor turbofan exemplar (100) representado na Figura 3 é somente a título de exemplo e que em outras realizações exemplares o motor turbofan (100) pode ter qualquer outra configuração adequada, incluindo, por exemplo, qualquer número adequado de eixos ou carreteis, compressores e/ou turbinas.

[030] Referindo-se agora à Figura 4, é fornecida uma vista em close up do motor traseiro (16) da aeronave exemplar (10) descrita acima com relação às Figuras 1 e 2. Conforme discutido acima, a fuselagem (20) da aeronave (10) se estende geralmente a partir da extremidade frontal (14) da aeronave (10) em direção da extremidade traseira (16) da aeronave (10), com o motor traseiro (200) montado na fuselagem (20) próximo da extremidade traseira (16) da aeronave (10). A fuselagem (20) define um lado superior (202) e um lado inferior (204) ao longo da direção vertical V.

[031] Além disso, a fuselagem exemplar (20) representada define um tronco (206), localizado próximo da extremidade traseira (16) da aeronave (10). De forma específica, para a realização representada, o tronco (206) é posicionado atrás do par de asas (22) da aeronave (10). Conforme usado no presente pedido, o termo “tronco” geralmente refere-se a uma porção de um formato que se situa entre dois planos paralelos. Consequentemente, para a realização representada, o tronco (206) é definido entre um primeiro, ou plano frontal (208) e um segundo, ou plano traseiro (210), os planos frontal e traseiro (208), (210) sendo paralelos um ao outro e perpendiculares à linha central longitudinal (12) da aeronave (10) (consulte as Figuras 1 e 2). Conforme representado em tracejado, o tronco (206) define uma linha de referência superior (212) que se estende ao longo do tronco (206) no lado superior (202) da fuselagem (20) e uma linha de referência inferior (214) que se estende ao longo do tronco (206) no lado inferior (204) da fuselagem (20). De maneira notável, o tronco (206) representado geralmente tem um formato cônico, conforme se aproxima da extremidade traseira (16) da aeronave (10), de modo que as linhas de referência superiores e inferiores (212), (214) encontram-se com o ponto de referência (215) atrás do tronco (206). De forma específica, o tronco exemplar (206) define uma altura ao longo da direção vertical V no plano frontal (208) que é maior que a altura ao longo da direção vertical V no plano traseiro (210).

[032] O tronco exemplar (206) representado geralmente define um formato frusto-cônico que tem um lado superior reto e um lado inferior reto entre os planos frontal e traseiro (208), (210). Consequentemente, a linha de referência superior (212) do tronco (206) estende-se ao longo de uma superfície do tronco (206) do lado superior (202) da fuselagem (20) (isto é, ao longo da superfície (40) da fuselagem (20) e a linha de referência inferior (214) se estende ao longo da superfície do tronco (206) (isto é, também ao longo da superfície (40) da fuselagem (20)) no lado inferior (204) da fuselagem (20). No entanto, em outras realizações, o tronco (206), pode, em vez de definir uma superfície que tem linhas curvas entre o plano frontal (208) e o plano traseiro (210) no lado superior (202) da fuselagem (20) e/ou no lado inferior (204) da fuselagem (20). Nessa realização, as linhas de referência superior e inferior (212), (214) podem, em vez de se estender ao longo de uma linha média da superfície do tronco (206) entre os planos frontal e traseiro (208), (210) nas laterais superiores e inferiores (202), (204) da fuselagem (20).

[033] Referindo-se ainda à Figura 4, a fuselagem (20) também define uma porção rebaixada (216) localizada na traseira do tronco (206). A porção rebaixada (216) é recortada no lado inferior (204) da fuselagem (20) para dentro (por exemplo, na direção da linha média (18) da aeronave (10)) a partir da linha de referência inferior (214). De maneira similar para a realização representada, a porção rebaixada (216) também é recortada no lado superior (202) da fuselagem (20) para dentro a partir da linha de referência superior (212). Além disso, conforme está representado, a porção rebaixada (216) inclui uma porção côncava inferior (216), conforme visto a partir da linha de referência inferior (214). Além disso, será apreciado que a porção rebaixada (216) no lado inferior (204) da fuselagem (20) define um ângulo (219) com a linha central longitudinal (12). O ângulo (219) definido pela porção rebaixada (216) no lado inferior (204) da fuselagem (20) com a linha central longitudinal (12) é maior do que o ângulo de decolagem máximo (48) definido com a linha central longitudinal (12) (consulte a Figura 2). Por exemplo, o ângulo (219) pode ser pelo menos cerca de dez por cento maior do que o ângulo de decolagem máximo (48).

[034] Em pelo menos certas realizações exemplares, o ângulo (219) definido pela porção rebaixada (216) no lado inferior (204) da fuselagem (20) com a linha central longitudinal (12) também pode ser maior do que um ângulo de limiar para criar um fluxo separado durante o voo normal, se não para a operação do motor traseiro (200). De forma específica, o ângulo (219) pode ser de modo que, se o motor traseiro (200) não estivesse presente e em operação durante o voo normal (isto é, durante uma velocidade e altitude de cruzeiro normal da aeronave (10)), o ar poderia se separar da porção rebaixada (216) no lado inferior (204) da fuselagem (20). Por exemplo, em certas realizações exemplares, o ângulo (219) pode ser pelo menos de cerca de treze graus. No entanto, em outras realizações exemplares, o ângulo (219) pode, em vez de ser pelo menos cerca de quatorze graus, pelo menos cerca de quinze graus ou pelo menos cerca de dezesseis graus. Conforme será apreciado, conforme usado no presente pedido, o termo “separação” ou “separado”, quando usado para descrever um fluxo de fluido, refere-se a uma condição na qual um fluido flui ao redor de um objeto, tornando-se separado da superfície do objeto, e ao invés disso assume as formas de turbilhões e/ou vórtices, o que pode resultar em um arrasto aumentado desse objeto.

[035] De maneira notável, referindo-se ainda à Figura 4, para realização representada, o tronco (206) é formado de uma porção da fuselagem (20) entre onde a fuselagem (20) começa a assumir forma cônica a partir de uma porção de corpo cilíndrico para a porção rebaixada (216). Consequentemente, o tronco (206) pode definir uma razão de comprimento (ao longo da linha central longitudinal (12)) para a altura média (isto é, a altura média no plano frontal (208) e no plano traseiro (210)) maior que ou igual a cerca de 0,2, como maior que ou igual a cerca de 0,25, 0,4 ou 0,5. Além disso, conforme pode ser visto, por exemplo, na Figura 2, a linha de referência inferior (214) pode definir um ângulo com a linha central longitudinal (12) substancialmente o mesmo que o ângulo de decolagem (48) da aeronave (10). Deve ser apreciado que, conforme usado no presente pedido, os termos de aproximação, como “aproximadamente”, “substancialmente” ou “cerca de” referem-se como estando dentro de uma margem de erro de dez por cento.

[036] Referindo-se agora também à Figura 5, uma vista esquemática em seção transversal em close up do motor traseiro exemplar (200) das Figuras 1 e 2 é fornecida. Conforme discutido, o motor traseiro exemplar (200) é montado na fuselagem (20) próximo da extremidade traseira (16) da aeronave (10). O motor traseiro (200) representado define uma direção axial A2 que se estende ao longo de um eixo da linha central longitudinal (220) que se estende através dessa para referência, uma direção radial R2 e uma direção circunferencial C2 (consulte a Figura 6).

[037] Além disso, para a realização representada, o motor traseiro (200) é configurado como um motor de ingestão de camada limite configurado para ingerir e consumir o ar que forma uma camada limite sobre a fuselagem (20) da aeronave (10). Especificamente para a realização representada, o motor traseiro (200) é configurado como um ventilador de ingestão da camada limite montado na fuselagem (20) da aeronave (10).

[038] O motor traseiro (200) inclui um ventilador (222) girando ao redor do eixo da linha central (220), uma nacele (224) que se estende ao redor de uma porção do ventilador (222) e um ou mais membros estruturais (226) que se estendem entre a nacele (224) e a fuselagem (20) da aeronave (10). O ventilador (222) inclui uma pluralidade de pás do ventilador (228) geralmente espaçadas ao longo da direção circunferencial C2. Além disso, a nacele (224) estende-se ao redor e circundando as várias pás do ventilador (228) e estende- se adjacente à porção rebaixada (216) da fuselagem (20). De forma específica, a nacele (224) se estende ao redor de pelo menos uma porção da fuselagem (20) da aeronave (10) quando, conforme na Figura 5, o motor traseiro (200) está montado na aeronave (10).

[039] Também conforme representado na Figura 5, o ventilador (222) também inclui um eixo do ventilador (23) com uma pluralidade de pás do ventilador (228) fixadas a esse. Embora não representado, o eixo do ventilador (230) pode ser apoiado de forma giratória por um ou mais rolamentos localizados na parte frontal da pluralidade de pás do ventilador (228) e, de forma opcional, um ou mais rolamentos localizados na traseira da pluralidade de pás do ventilador (228). Esses rolamentos podem ter qualquer combinação adequada de rolamentos de rolos, rolamentos de esferas, rolamentos axiais, etc.

[040] Em certas realizações exemplares, as várias pás do ventilador (228) podem ser fixadas de uma forma fixa ao eixo do ventilador (23), ou de forma alternativa, a pluralidade de pás do ventilador (228) pode ser fixada de forma giratória no eixo do ventilador (230). Por exemplo, a pluralidade de pás do ventilador (228) pode ser fixada ao eixo do ventilador (230) de modo que um passo de cada uma das várias pás do ventilador (228) possa ser alterado, por exemplo, em uníssono, através de um mecanismo de alteração de passo (não mostrado).

[041] O eixo do ventilador (230) é acoplado mecanicamente à fonte de energia (232) localizada pelo menos parcialmente dentro da fuselagem (20) da aeronave (10). Para a realização representada, o eixo do ventilador (230) é acoplado mecanicamente à fonte de energia (232) através de uma caixa de engrenagens (234). A caixa de engrenagens (234) pode ser configurada para modificar a velocidade de rotação da fonte de energia (232), ou de preferência de um eixo (236) da fonte de energia (232), de modo que o ventilador (222) do motor traseiro (200) gire na velocidade de rotação desejada. A caixa de engrenagens (234) pode ser uma caixa de engrenagens de razão fixa ou, alternativamente, a caixa de engrenagens (234) pode definir uma razão de engrenagens variável.

[042] A fonte de energia (232) pode ser qualquer fonte de energia adequada. Por exemplo, em certas realizações exemplares, a fonte de energia (232) pode ser uma fonte de energia elétrica (por exemplo, o motor traseiro (200) pode ser configurado como parte de um sistema de propulsão gás-elétrico com o primeiro e/ou segundo motores de aeronave (42), (44)). No entanto, em outras realizações exemplares, a fonte de energia (232) pode ser alternativamente configurada como um motor a gás dedicado, como um motor de turbina a gás. Além disso, em certas realizações exemplares, a fonte de energia (232) pode ser posicionada em qualquer outro local adequado dentro, por exemplo, da fuselagem (20) da aeronave (10) ou do motor traseiro (200). Por exemplo, em certas realizações exemplares, a fonte de energia (232) pode ser configurada como um motor de turbina a gás posicionado pelo menos parcialmente dentro do motor traseiro (200).

[043] Referindo-se ainda às Figuras 4 e 5, um ou mais membros estruturais (226) estendem-se entre a nacele (224) e a fuselagem (20) da aeronave (10) em um local na parte frontal na pluralidade de pás do ventilador (228). Um ou mais membros estruturais (226) para a realização representada estendem-se substancialmente ao longo da direção radial R2 entre a nacele (224) e a fuselagem (20) da aeronave (10) para a montagem do motor traseiro (200) na fuselagem (20) da aeronave (10). Também deve ser apreciado, no entanto, que em outras realizações exemplares, um ou mais membros estruturais (226) podem, ao invés disso, se estenderem substancialmente ao longo da direção axial A2, ou em qualquer outra direção adequada entre as direções axiais e radiais A2, R2.

[044] Um ou mais membros estruturais (226) representados são configurados como palhetas guia de entrada para o ventilador (222), de modo que um ou mais membros estruturais (226) sejam modelados e orientados para direcionar e condicionar um fluxo de ar no motor traseiro (200) para aumentar a eficiência do motor traseiro (200). Em certas realizações exemplares, um ou mais membros estruturais (226) podem ser configurados como palhetas guia de entrada fixas que se estendem entre a nacele (224) e a fuselagem (20) da aeronave (10) ou, alternativamente, um ou mais membros estruturais (226) podem ser configurados como palhetas guia de entrada.

[045] Além disso, o motor traseiro (200) inclui uma ou mais palhetas guia de saída (238) e um cone de cauda (240). Uma ou mais palhetas guia de saída (238) para a realização representada estendem-se entre a nacele (224) e o cone de cauda (240) para, por exemplo, adicionar resistência e rigidez ao motor traseiro (200), bem como para direcionar um fluxo de ar através do motor traseiro (200). As palhetas guia de saída (238) podem ser espaçadas de maneira uniforme ao longo da direção circunferencial C2 (consulte a Figura 6) ou podem ter qualquer outro espaçamento adequado. Além disso, as palhetas guia de saída (238) podem ser palhetas guia de saída fixas ou, alternativamente, podem ser palhetas guia de saída variáveis.

[046] Na traseira das várias pás do ventilador (228) e para a realização representada, a traseira de uma ou mais palhetas guia de saída (238), o motor traseiro (200) adicionalmente define um bocal (242) entre a nacele (224) e o cone de cauda (240). O bocal (242) pode ser configurado para gerar uma quantidade de impulso a partir do ar que flui através do mesmo, e o cone de cauda (240) pode ser modelado para minimizar a quantidade de arrasto no motor traseiro (200). No entanto, em outras realizações, o cone de cauda (240) pode ter qualquer outro formato e pode, por exemplo, terminar à frente de uma extremidade traseira da nacele (224) de modo que o cone de cauda (240) seja envolvido pela nacele (224) em uma extremidade traseira. De maneira adicional, em outras realizações, o motor traseiro (200) pode não ser configurado para gerar qualquer quantidade mensurável de impulso e, ao contrário, pode ser configurado para ingerir ar da camada limite de ar da fuselagem (20) da aeronave (10) e adicionar energia/velocidade, como ar para reduzir um arrasto geral na aeronave (10) (e aumentar assim o impulso líquido da aeronave (10)).

[047] Referindo-se ainda às Figuras 4 e 5, e agora também à Figura 6, o motor traseiro (200), ou de preferência a nacele (224), define uma entrada (244) em uma extremidade frontal (246) da nacele (224). A entrada (244) é definida pela nacele (224) com a fuselagem (20), isto é, entre a nacele (224) e a fuselagem (20). Conforme mencionado acima, a nacele (224) do motor traseiro (200) estende-se ao redor e circunda a pluralidade de pás do ventilador (228) do ventilador (222) do motor traseiro (200). Para a realização representada, a nacele (224) também se estende pelo menos parcialmente ao redor do eixo central (220) do motor traseiro (200), pelo menos parcialmente ao redor da linha média (18) da aeronave (10) e pelo menos parcialmente ao redor da porção rebaixada (216) da fuselagem (20) da aeronave (10). Especificamente, para a realização representada, a nacele (224) estende-se de forma substancial trezentos e sessenta graus (360°) ao redor do eixo central (220) do motor traseiro (200), substancialmente trezentos e sessenta graus (360°) ao redor da linha média (18) da aeronave (10) e substancialmente trezentos e sessenta graus (360°) ao redor da porção rebaixada (216) da fuselagem (20) da aeronave (10).

[048] De maneira notável, ao posicionar o motor traseiro (200) de modo que a nacele (224) do motor traseiro (200) estenda-se pelo menos parcialmente ao redor da porção rebaixada (216) da fuselagem (20), uma porção inferior (248) da nacele (224) não pode interferir, por exemplo, no ângulo de decolagem (48) da aeronave (10) (consulte também a Figura 2). Por exemplo, conforme mostrado, a nacele (224) do motor traseiro (200) inclui pelo menos uma porção localizada dentro da linha de referência inferior (214) definida pelo tronco (206) (consulte também a Figura 3). Particularmente para a realização representada, a totalidade da porção inferior (248) da nacele (224) está posicionada em linha com, ou dentro da linha de referência inferior (214) do tronco (206). Para pelo menos determinadas aeronaves do estado da técnica, a linha de referência inferior (214) do tronco (206) indica o formato convencional para uma porção inferior de uma fuselagem em uma extremidade traseira de uma aeronave.

[049] No entanto, como a nacele (224) do motor traseiro (200) está posicionada ao redor da porção rebaixada (216) da fuselagem (20), e como pelo menos a porção inferior (248) da nacele (224) é achatada a partir da linha de referência (214) do tronco (206), o ar que entra no motor traseiro (200) a partir da porção inferior (248) da fuselagem (20) pode não fluir em uma direção em paralelo ao eixo central (220) do motor traseiro (200) (como é convencional para motores de aeronaves; consulte, por exemplo, o primeiro e segundo motores de aeronave (42), (44) nas Figuras 1 e 2). Consequentemente, a porção inferior (248) da nacele (224) é moldada e orientada para captura total desse fluxo de ar. Por exemplo, para a realização representada, a porção inferior (248) da nacele (224) define uma linha de corda (250) que se estende entre a extremidade frontal (246) e uma extremidade traseira (252). A porção inferior (248) da nacele (224) é orientada de modo que a linha de corda (250) definida pela porção inferior (248) da nacele (224) estenda-se substancialmente em paralelo à linha de referência inferior (214) definida pelo tronco (206). De maneira similar, a porção inferior (248) da nacele (224) define uma superfície interna (254) e uma superfície externa (256). Para a realização representada, pelo menos uma porção da superfície externa (256) da porção inferior (248) da nacele (224) também se estende substancialmente em paralelo à linha de referência inferior (214) do tronco (206).

[050] Além disso, referindo-se também à Figura 6, dado o formato da porção rebaixada (216) da fuselagem (20) localizada atrás do tronco (206), definida a fuselagem (20), um fluxo de ar da camada limite sobre a fuselagem (20) para o interior do motor traseiro (200) não pode ser distribuído de maneira uniforme ao longo da direção circunferencial C2 da fuselagem (20). De maneira específica, o momento do ar da camada limite que flui para o interior do motor traseiro (200) pode ser menor no lado inferior (204) da fuselagem (20), conforme comparado com o lado superior (202) da fuselagem (20) (consulte a Figura 4). Consequentemente, a entrada (244) definida pela nacele (224) com a fuselagem (20) da aeronave (10) pode definir um eixo sem formato simétrico com relação ao eixo central (220) do motor traseiro (200). Por exemplo, a entrada (244), que se estende substancialmente trezentos e sessenta graus (360°) ao redor da fuselagem (20), inclui uma metade superior (258) posicionada acima do eixo central (220) e uma metade inferior (260) posicionada abaixo do eixo central (220). As metades superior e inferior (258), (260) da entrada (244) são representadas separadas por uma linha de referência horizontal (262) que se estende através do eixo central (220). Além disso, a metade superior (258) da entrada (244) define a área de entrada da metade superior e a metade inferior (260) da entrada (244) define uma área de entrada da metade inferior. A área de entrada da metade inferior é maior que a área de entrada da metade superior, de modo que a entrada (244) pode ser configurada para capturar uma quantidade suficiente do ar da camada limite que flui sobre o lado inferior (204) da fuselagem (20) com menos momento.

[051] Além disso, para a realização representada, o formato não simétrico da entrada (244) é resultado da metade inferior (260) ser maior do que a metade superior (258) para capturar a quantidade desejada de ar da camada limite. Consequentemente, em outras realizações, a entrada (240) pode definir uma altura H ao longo da direção radial R2 e um ponto intermediário (245) (por exemplo, um ponto na metade da distância da entrada (240) ao longo da direção radial R2). A metade superior (258) pode, ao invés de ser definida como uma porção da entrada (244) ser posicionada acima do ponto intermediário (245) e a metade inferior (260) pode, ao invés de ser definida como uma porção da entrada (244), ser posicionada abaixo do ponto intermediário (245). Assim como com a realização discutida acima, a metade superior (258) da entrada (244) define uma área de entrada da metade superior e a metade inferior (260) da entrada (244) define uma área de entrada da metade inferior, com a área de entrada da metade inferior sendo maior que a área de entrada da metade superior. Por exemplo, nessa realização (ou na realização acima), a área de entrada da metade inferior pode ser pelo menos cerca de dez por cento maior que a área de entrada da metade superior.

[052] De maneira notável, a nacele (224) também define um eixo sem formato simétrico na extremidade frontal (246) com relação ao eixo central (220) do motor traseiro (200) para acomodar o eixo sem formato simétrico da entrada (244) definido pela nacele (224). Por exemplo, a nacele (224) pode definir um eixo sem formato simétrico em um plano de destaque (247) do motor traseiro (200), o plano de destaque (247) definido pela extremidade frontal (246) do motor traseiro (200). Conforme é representado, para a realização representada, o plano de destaque (247) não é um plano vertical. Ainda em outras realizações exemplares, a nacele (224) pode definir adicionalmente um plano de referência vertical (não marcado), o plano de referência que se estende n direção vertical V e na direção lateral L (consulte as Figuras 1 e 2). A nacele (224) pode ainda definir um formato não simétrico no plano de referência. Deve- se apreciar que, conforme usado no presente pedido, o termo “sem eixo simétrico”, em relação ao eixo da linha central (220) refere-se a um formato de seção transversal que não exibe simetria ao redor do eixo da linha central (220) e que o termo “não simétrico” refere-se simplesmente a um formato de seção transversal que não exibe simetria ao redor de um ponto central.

[053] Referindo-se novamente à Figura 5 e agora também à Figura 7, será descrita uma extremidade frontal (246) da porção inferior (248) da nacele (224) do motor traseiro (200). De maneira específica, a Figura 7 fornece uma vista em seção transversal, em close up, da porção inferior (248) da nacele (224) do motor traseiro (200) na Figura 5.

[054] Conforme discutido acima, o ar que entra no motor traseiro (200) representado pode não fluir em uma direção paralela ao eixo central (220) do motor traseiro (200). Isso pode ser resultado da porção rebaixada (216) da fuselagem (20) e da configuração achatada pelo menos da porção inferior (248) da nacele (224) do motor traseiro (200). A fim de maximizar uma quantidade de ar capturada pelo motor traseiro (200), a extremidade frontal (246) da porção inferior (248) da nacele exemplar (224) é configurada especificamente para acomodar o fluxo fora do eixo de ar para o qual o motor traseiro (200) é projetado para receber.

[055] De maneira específica, a extremidade frontal (246) da porção inferior (248) da nacele (224) define um ponto de referência, que para a realização representada é um ponto de estagnação (264). O termo “ponto de estagnação” geralmente refere-se a um ponto em um campo de fluxo onde uma velocidade local de um fluido é igual a zero. O ponto de estagnação (264) representado alinha-se com um ponto na extremidade frontal (246) que tem o menor raio de curvatura (266) quando o motor traseiro (200) é operado em capacidade máxima. Além disso, o ponto de estagnação (264) está posicionado próximo à superfície externa (256) da porção inferior (248) da nacele (224) (isto é, o ponto de estagnação (264) está posicionado mais próximo da superfície externa (256) da porção inferior (248) da nacele (224) do que da superfície interna (254) da porção inferior (248) da nacele (224)). Além disso, a extremidade frontal (246) da porção inferior (248) da nacele (224) define uma linha de referência perpendicular (268) que se estende perpendicularmente a partir do ponto de estagnação (264) na extremidade frontal (246) da porção inferior (248) da nacele (224). A linha de referência perpendicular (268) define um ângulo (270) com o eixo central (220) do motor traseiro (200) que é maior que zero. De maneira notável, como usado no presente pedido, o ângulo entre a linha de referência normal (268) e o eixo central (220) do motor traseiro (200) é maior do que zero quando a linha de referência normal (268) se estende externamente a partir do eixo central (220) do motor traseiro (200) (conforme mostrado). Por exemplo, em certas realizações exemplares, o ângulo (270) definido entre a linha de referência perpendicular (268) e o eixo central (220) do motor traseiro (200) pode ser maior que cerca de cinco graus, maior que cerca de dez graus, maior que cerca de quinze graus ou maior que cerca de vinte graus.

[056] Além disso, conforme definido anteriormente, a porção inferior (248) da nacele define uma linha de corda (250). Para a realização representada, a linha de referência perpendicular (268), que se estende perpendicular a partir do ponto de estagnação (264), também define um ângulo (272) com a linha de corda (250), que é maior que zero. Além disso, a porção inferior (248) da nacele (224) é orientada para capturar a quantidade máxima de ar da camada limite, bem como acomodar, por exemplo, o ângulo de decolagem (48) da aeronave (10). Consequentemente, conforme está representado, a linha de corda (250) também define um ângulo (274) com o eixo central (220), que é maior que zero. Por exemplo, em pelo menos determinadas realizações exemplares, o ângulo (274) pode ser maior ou igual a cerca de cinco graus, maior do que ou igual a cerca de dez graus, maior ou igual a cerca de quinze graus ou maior ou igual a cerca de vinte graus.

[057] Uma aeronave que tem uma fuselagem moldada da maneira descrita acima e/ou um motor traseiro configurado da maneira descrita acima pode permitir uma eficiência de propulsão geral aumentada por incorporação do motor traseiro no sistema de propulsão da aeronave, sem afetar de forma prejudicial o ângulo de decolagem da aeronave e capturar de forma efetiva um fluxo de ar da camada limite a partir da fuselagem.

[058] Essa descrição escrita utiliza exemplos para divulgar a invenção, incluindo o melhor modo e também permitindo que qualquer técnico no assunto pratique a invenção, incluindo a fabricação e utilização de quaisquer dispositivos ou sistemas e execute quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da invenção é definido pelas reivindicações e pode incluir outros exemplos que ocorram para técnicos no assunto. Esses outros exemplos destinam-se a estar dentro do escopo das reivindicações, caso eles incluam elementos estruturais que não difiram da linguagem literal das reivindicações ou caso eles incluam elementos estruturais equivalentes com diferenças não substanciais a partir das linguagens literais das reivindicações LISTA DE COMPONENTES Caractere de Referência Componente 10 Aeronave 12 Linha central longitudinal 14 Extremidade frontal da aeronave 16 Extremidade traseira da aeronave 18 Linha média 20 Fuselagem 22 Asas 24 Bombordo 26 Estibordo 28 Flapes do bordo de ataque 30 Flapes do bordo de fuga 32 Estabilizador vertical 34 Flape do leme 36 Estabilizador horizontal 38 Flape do profundor 40 Revestimento 42 1o motor da aeronave 44 2o motor da aeronave 100 Motor a Jato Turbofan 102 Linha Central Longitudinal ou Axial 104 Seção de Ventilador 106 Núcleo do Motor de Turbina 108 Invólucro Externo Caractere de Referência Componente 110 Entrada 112 Compressor de Baixa Pressão 114 Compressor de Alta Pressão 116 Seção de Combustão 118 Turbina de Alta Pressão 120 Turbina de Baixa Pressão 122 Seção de Exaustão do Jato 124 Eixo/Carretel de Alta Pressão 126 Eixo/Carretel de Baixa Pressão 128 Ventilador (Fan) 130 Pás 132 Disco 134 Membro de atuação 136 Caixa de engrenagens mecânica 138 Nacele 140 Invólucro ou Nacele do Ventilador (Fan) 142 Palhetas Guia de Saída 144 Seção a Jusante 146 Derivação de Passagem de Fluxo de Ar 200 Motor traseiro 202 Lateral superior da fuselagem 204 Lateral inferior da fuselagem 206 Tronco 208 Plano frontal 210 Plano traseiro Caractere de Referência Componente 212 Linha de referência superior 214 Linha de referência inferior 215 Ponto de referência 216 Porção rebaixada 218 Porção côncava 220 Eixo da linha central 222 Ventilador (Fan) 224 Nacele 226 Membros estruturais 228 Pás do ventilador (Fan) 230 Eixo do Ventilador (Fan) 232 Fonte de energia 234 Caixa de engrenagens 236 Eixo de acionamento 238 OGV’s 240 Cone de cauda 242 Bocal 244 Entrada 246 Extremidade frontal da nacele 248 Porção inferior da nacele 250 Linha de corda 252 Extremidade traseira da nacele 254 Superfície interna 256 Superfície externa 258 Traseira superior da entrada 260 Metade inferior da entrada Caractere de Referência Componente 262 Linha de referência 264 Ponto de estagnação 266 Raio de curvatura 268 Linha de referência normal 270 Ângulo entre 268 e 220 272 Ângulo entre 268 e 250

Claims (11)

1. AERONAVE, que se estende entre uma extremidade frontal (14) e uma extremidade traseira (16), caracterizada por compreender: uma fuselagem (20) que define um lado superior (202) e um lado inferior (204), a fuselagem adicionalmente definindo um tronco (206) localizado próximo da extremidade traseira (16) da aeronave, o tronco (206) definindo uma linha de referência superior (212) que se estende ao longo do tronco no lado superior (202) da fuselagem e uma linha de referência inferior (214) que se estende ao longo do tronco no lado inferior (204) da fuselagem, as linhas de referência superior e inferior (212, 214) se encontram em um ponto de referência (205) localizado atrás do tronco, a fuselagem definindo ainda uma porção rebaixada (216) localizada atrás do tronco e interiormente recortada a partir da linha de referência inferior; e um motor traseiro (200) que inclui uma nacele (224) que se estende adjacente à porção rebaixada da fuselagem, em que o motor traseiro defini um eixo central (220), em que a nacele (224) define uma entrada (244), e sendo que a entrada define um eixo sem forma simétrica em relação ao eixo central (220).

2. AERONAVE, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por quando a aeronave define uma direção vertical, (V), o tronco (206) é definido em parte por um plano frontal (208) e um plano traseiro (210), em que o tronco define uma primeira altura no plano frontal e uma segunda altura no plano traseiro, e sendo que a primeira altura é maior que a segunda altura.

3. AERONAVE, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pela nacele (224) do motor traseiro (200) incluir pelo menos uma porção localizada dentro da linha de referência inferior (214).

4. AERONAVE, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pela aeronave definir uma linha média (18) que se estende a partir da extremidade frontal (14) até a extremidade traseira (16), e em que a nacele se estende 360 graus ao redor da linha média da aeronave.

5. AERONAVE, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pela nacele incluir uma porção inferior, e em que a porção inferior define uma linha de corda que se estende paralela à linha de referência inferior.

6. AERONAVE, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pela nacele (224) incluir uma porção inferior (248) e uma superfície externa, e em que pelo menos uma porção da superfície externa (256) da nacele na porção inferior (248) da nacele se estende paralela à linha de referência inferior (214).

7. AERONAVE, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pela nacele (22) definir uma entrada (244) com a fuselagem (20), e em que a entrada se estende 360 graus ao redor da fuselagem.

8. AERONAVE, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pela nacele (224) do motor traseiro se estender pelo menos parcialmente ao redor da porção recuada (216) da fuselagem (20).

9. AERONAVE, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pela nacele (224) definir uma entrada (244) que tem uma metade superior (258) posicionada acima do eixo central (260) e uma metade inferior posicionada abaixo do eixo central, em que a metade superior de entrada define uma área de entrada da metade superior, sendo que a metade inferior de entrada define uma área de entrada da metade inferior, e sendo que a área de entrada da metade inferior é maior que a área de entrada da metade superior.

10. AERONAVE, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pela nacele (224) incluir uma extremidade frontal (246) e uma porção inferior (248), em que a extremidade frontal da porção inferior da nacele define um ponto de estagnação (264), sendo que a extremidade frontal da porção inferior da nacele define um formato curvo, e sendo que o ponto de estagnação se alinha com um ponto na extremidade frontal que tem o menor raio de curvatura quando o motor traseiro (200) é operado na capacidade máxima.

11. AERONAVE, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo tronco (206) definir uma razão de comprimento para altura média maior ou igual a 0,2.

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