BR102016021635A2

BR102016021635A2 - sistema de propulsão para uma aeronave e método para operar uma aeronave

Info

Publication number: BR102016021635A2
Application number: BR102016021635A
Authority: BR
Inventors: David Murrow Kurt; Michael Marrinan Patrick; Lee Becker Thomas Jr
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 2015-09-21
Filing date: 2016-09-21
Publication date: 2017-03-28
Also published as: US9957055B2; JP6500002B2; EP3144216A1; CN106986035B; CA2942212C; US20170081034A1; JP2017061306A; CA2942212A1; CN106986035A

Abstract

sistema de propulsão para uma aeronave e método para operar uma aeronave. trata-se de um sistema de propulsão para uma aeronave (200) que inclui uma pluralidade de motores principais. a pluralidade de motores principais inclui pelo menor um primeiro motor principal (252) e um segundo motor principal (254), sendo cada um configurado para a montagem em uma asa respectiva de um par de asas (210) da aeronave (200). o sistema de propulsão inclui adicionalmente um motor traseiro configurado para a montagem em uma seção de cauda (208) da aeronave (200). a pluralidade de motores principais é dimensionada para fornecer uma quantidade de empuxo suficiente para a aeronave (200) decolar sem o uso do motor traseiro, de modo que o motor traseiro possa ser configurado como um motor confiável não essencial.

Description

“SISTEMA DE PROPULSÃO PARA UMA AERONAVE E MÉTODO PARA OPERAR UMA AERONAVE” Campo da Invenção [001] A presente matéria refere-se, em geral, a um sistema de propulsão de aeronave que inclui um motor traseiro.

Antecedentes da Invenção [002] Uma aeronave comercial convencional inclui, em geral, uma fuselagem, um par de asas e um sistema de propulsão que fornece empuxo. O sistema de propulsão inclui tipicamente pelo menos dois motores de aeronave, tais como motores de jato turbofan. Cada motor a jato turbofan é montado em uma respectiva asa dentre as asas da aeronave, tal como em uma posição suspensa abaixo da asa, separada da asa e fuselagem. Tal configuração permite que os motores de jato turbofan interajam com fluxos de ar de corrente 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, que tem um efeito positivo em um empuxo de propulsão líquido da aeronave.

[003] Um motor de aeronave adicional pode ser integrado, por exemplo, a um estabilizador vertical da aeronave para fornecer empuxo adicional para a aeronave. Cada um dos motores de aeronave fornecido, o que inclui os motores de aeronave montados abaixo da asa e o motor de aeronave com estabilizador vertical integrado, é dimensionado para fornecer quantidades substancialmente idênticas de empuxo ao operar em capacidade máxima. Além disso, cada um dos motores de aeronave é dimensionado de modo que ao serem operados, a quantidade de empuxo cumulativa é suficiente para a aeronave decolar normalmente.

[004] Portanto, com tal configuração, é necessário que cada um dos motores de aeronave tenha capacidade para operar apropriadamente a fim de concluir uma missão de voo. Por exemplo, com tal configuração, a aeronave não tem capacidade para decolar normalmente sem os motores de aeronave montados abaixo da asa e o motor de aeronave com estabilizador vertical integrado todos operando apropriadamente. Desse modo, o motor de aeronave com estabilizador vertical integrado, embora aumente um empuxo total da aeronave, pode aumentar também a probabilidade de que a aeronave seja aterrada devido a problemas mecânicos.

[005] Portanto, seria útil um sistema de propulsão para uma aeronave que tivesse um motor separado dos motores de aeronave montados abaixo da asa capaz de contribuir com um empuxo líquido para a aeronave sem aumentar uma oportunidade de a aeronave ser aterrada devido a problemas mecânicos. Especificamente, seria particularmente benéfico um sistema de propulsão para uma aeronave que tem um motor separado dos motores de aeronave montados abaixo da asa capaz de contribuir com um empuxo líquido para a aeronave (ou outros benefícios) que não é exigido operar para que a aeronave decole normalmente.

Descrição Resumida da Invenção [006] Os aspectos e as vantagens da invenção serão estabelecidos em parte na descrição a seguir, ou podem ser óbvios a partir da descrição, ou podem ser aprendidos através da prática da invenção.

[007] Em uma realização exemplificativa da presente revelação, é fornecido um sistema de propulsão para uma aeronave que tem um par de asas e uma seção de cauda. O sistema de propulsão inclui uma pluralidade de motores principais, sendo que a pluralidade de motores principais inclui pelo menos um primeiro motor principal e um segundo motor principal. O primeiro motor principal é configurado para a montagem em uma primeira asa do par de asas da aeronave, e o segundo motor principal é configurado para a montagem em uma segunda asa do par de asas da aeronave. O sistema de propulsão inclui adicionalmente um motor traseiro configurado para a montagem na seção de cauda da aeronave. A pluralidade de motores principais é dimensionada para fornecer uma quantidade de empuxo suficiente para a aeronave decolar sem o uso do motor traseiro.

[008] Em uma realização exemplificativa da presente revelação, uma aeronave é fornecida. A aeronave inclui uma fuselagem que se estende entre uma extremidade de nariz e uma seção de cauda, um par de asas que se estende para fora a partir de lados opostos da fuselagem em um local entre a extremidade de nariz e a seção de cauda e uma pluralidade de motores principais. Pelo menos um primeiro motor da pluralidade de motores principais é montado a uma primeira asa do par de asas e pelo menos um segundo motor da pluralidade de motores principais é montado a uma segunda asa do par de asas. Cada motor da pluralidade de motores principais é dimensionado para gerar um empuxo máximo de motor principal quando operado em capacidade máxima. A aeronave inclui adicionalmente um motor traseiro montado na seção de cauda da aeronave. O motor traseiro é dimensionado para gerar um empuxo máximo de motor traseiro quando operado em capacidade máxima, sendo que o empuxo máximo de motor traseiro é pelo menos dez por cento maior do que ou menor do que o empuxo máximo de motor principal.

[009] Em um aspecto exemplificativo da presente revelação, é fornecido um método para operar uma aeronave. A aeronave inclui um par de asas, um motor traseiro montado a uma seção de cauda da aeronave, e uma pluralidade de motores principais de aeronave. Pelo menos um primeiro motor da pluralidade de motores principais é montado a uma primeira asa do par de asas e pelo menos um segundo motor da pluralidade de motores principais é montado a uma segunda asa do par de asas. O método inclui operar a pluralidade de motores principais de aeronave para gerar uma quantidade de empuxo suficiente para a aeronave decolar, e operar o motor traseiro em menos do que uma capacidade total durante um modo operacional de decolagem da aeronave.

[010] Esses e outros aspectos, funções e vantagens da presente invenção se tornarão mais bem compreendidos com referência à descrição a seguir e às reivindicações anexas. As figuras anexas, que são incorporadas e constituem uma parte deste relatório descritivo, ilustram realizações da invenção e, juntamente com a descrição, servem para explicar os princípios da invenção.

Breve Descrição dos Desenhos [011 j Uma revelação completa e viabilizadora da presente invenção, que inclui o melhor modo da mesma, destinada a uma pessoa de habilidade comum na técnica, é apresentada no relatório descritivo, que faz referência às Figuras anexas, nas quais: [012] A Figura 1 é uma vista em corte transversal esquemática de um motor de turbina a gás de acordo com uma realização exemplificativa da presente revelação.

[013] A Figura 2 é uma vista em corte transversal esquemática de um motor traseiro de acordo com uma realização exemplificativa da presente revelação.

[014] A Figura 3 é uma vista superior de uma aeronave de acordo com várias realizações exemplificativas da presente revelação.

[015] A Figura 4 é uma vista lateral de porta da aeronave exemplificativa da Figura 3.

[016] A Figura 5 fornece um fluxograma de um método para operar um motor turbofan de acordo com um aspecto exemplificativo da presente revelação.

Descrição Detalhada [017] Agora, será feita referência em detalhes às presentes realizações da invenção, em que um ou mais exemplos das mesmas são ilustrados nas figuras anexas. A descrição detalhada usa designações numéricas e de letras para indicar as funções nas figuras. As designações semelhantes ou iguais nas figuras e na descrição foram usadas para se referir às partes semelhantes ou iguais da invenção. Conforme usados no presente documento, os termos “primeiro”, “segundo” e “terceiro” podem ser usados alternadamente para distinguir os componentes entre si e não se destinam a significar uma localização ou uma importância dos componentes individuais. Os termos “a montante” e “a jusante” se referem à direção relativa em relação ao fluxo de fluido em uma trajetória de fluido. Por exemplo, “a montante” se refere à direção a partir da qual o fluido flui, e “a jusante” se refere à direção para a qual o fluido flui.

[018] A presente revelação fornece um sistema de propulsão para uma aeronave que tem uma pluralidade de motores principais de aeronave e um motor traseiro que pode contribuir para um empuxo líquido da aeronave. A pluralidade de motores principais de aeronave pode ser, por exemplo, motores a jato turbofan montados abaixo da asa dimensionados para fornecer uma quantidade de empuxo suficiente para a aeronave decolar normalmente. Em contrapartida, o motor traseiro pode ser montado a uma seção de cauda da aeronave e pode ser utilizado, por exemplo, durante um final de subida de aeronave e/ou durante o cruzeiro da aeronave. Notavelmente, durante essas condições de alta altitude, um fluxo corrigido relativamente alto flui através da pluralidade de motores principais de aeronave é típico e, portanto, um ventilador respectivo para cada motor da pluralidade de motores principais de aeronave é tipicamente dimensionado para acomodar o fluxo corrigido relativamente alto. Contudo, a utilização do ventilador traseiro durante essas condições de voo de alta altitude pode permitir uma quantidade reduzida de fluxo corrigido através da pluralidade de motores principais de aeronave e, portanto, um tamanho reduzido dos ventiladores para cada motor da pluralidade de motores principais de aeronave. A redução resultante em empuxo fornecida a partir do fluxo corrigido reduzido através da pluralidade de motores principais de aeronave pode ser suplementada pelo motor traseiro para alcançar um empuxo líquido desejado para a aeronave. Notavelmente, tal redução em tamanho de ventilador da pluralidade de motores principais de aeronave pode reduzir um peso total da pluralidade de motores principais de aeronave, o que pode contribuir para um aumento em eficiência do sistema de propulsão como um todo.

[019] Referência será feita agora às figuras, em que números idênticos indicam os mesmos elementos ao longo das figuras. Especificamente, a Figura 1 fornece uma vista em corte transversal esquemática de um motor principal de aeronave exemplificativo. Especificamente, para a realização mostrada, o motor de aeronave é configurado como um motor a jato turbofan de alto desvio, denominado, no presente documento, como “motor turbofan 10”. Conforme mostrado na Figura 1, o motor turbofan 10 define uma direção axial Ai (que se estende de modo paralelo a uma linha central longitudinal 12 fornecida para referência) e uma direção radial Ri. Em geral, o turbofan 10 inclui uma seção de ventilador 14 e um motor de turbina de núcleo 16 disposto a jusante da seção de ventilador 14.

[020] O mecanismo motor de turbina nuclear 16 exemplificativo retratado geralmente inclui um compartimento externo substancialmente tubular 18 que define uma entrada anular 20. O compartimento externo 18 envolve, em relação de fluxo serial, uma seção de compressor que inclui um intensificador ou compressor de baixa pressão (LP) 22 e um compressor de alta pressão (HP) 24; uma seção de combustão 26; uma seção de turbina que inclui uma turbina de alta pressão (HP) 28 e uma turbina de baixa pressão (LP) 30; e uma seção de bocal de escape de jato 32. Um eixo ou bobina de alta pressão (HP) 34 conecta por meio de acionamento a turbina de HP 28 ao compressor de HP 24. Um eixo ou bobina de baixa pressão (LP) 36 conecta por meio de acionamento a turbina de LP 30 ao compressor de LP 22. A seção de compressor, seção de combustão 26, seção de turbina e seção de bocal 32 definem, em conjunto, uma trajetória de fluxo de ar de núcleo 37.

[021 j Para a realização representada, a seção de ventilador 14 inclui um ventilador de passo variável 38 que tem uma pluralidade de pás de ventilador 40 acopladas a um disco 42 de um modo distanciado. Conforme representado, as pás de ventilador 40 se estendem para fora a partir do disco 42 geralmente ao longo da direção radial R. Cada pá de ventilador 40 é giratória em relação ao disco 42 ao redor de um eixo geométrico de passo P em virtude de as pás de ventilador 40 serem acopladas de modo operativo a um membro de atuação adequado 44 configurado para variar coletivamente o passo das pás de ventilador 40 em uníssono. As pás de ventilador 40, o disco 42 e o membro de atuação 44 são giratórios, juntos, sobre o eixo geométrico longitudinal 12 pelo eixo de LP 36 através de uma caixa de engrenagens de potência 46. A caixa de engrenagens de potência 46 inclui uma pluralidade de engrenagens para ajustar a velocidade rotacional do ventilador 38 em relação ao eixo de LP 36 a uma velocidade de ventilador rotacional mais eficiente.

[022] Referindo-se ainda à realização exemplificativa da Figura 1, o disco 42 é coberto pelo cubo frontal giratório 48 aerodinamicamente contornado para promover um fluxo de ar através da pluralidade de pás de ventilador 40. Adicionalmente, a seção de ventilador exemplificativa 14 inclui um invólucro de ventilador anular ou nacela externa 50 que circunda circunferencialmente o ventilador 38 e/ou pelo menos uma porção do motor de turbina de núcleo 16. Deve-se entender que a nacela 50 pode ser configurada para ser sustentada em relação ao motor de turbina de núcleo 16 por uma pluralidade de aletas de guia de saída 52 distanciadas circunferencialmente.

Ademais, uma seção a jusante 54 da nacela 50 pode se estender sobre uma porção externa do motor de turbina de núcleo 16 de modo a definir uma passagem de fluxo de ar de desvio 56 entre as mesmas.

[023] Deve-se entender, entretanto, que o motor de turbofan 10 exemplificativo representado na Figura 1 é a título de exemplo apenas, e que em outras realizações exemplificativas, o motor turbofan 10 pode ter qualquer outra configuração adequada, que inclui, por exemplo, qualquer número adequado de eixos ou bobinas, compressores e/ou turbinas.

[024] Agora será feita referência à Figura 2. A Figura 2 fornece uma vista lateral em corte transversal esquemática de um motor traseiro de acordo com várias realizações da presente revelação. O motor traseiro mostrado é montado a uma aeronave 110 em uma seção de cauda 111 da aeronave 110. Especificamente, para a realização retratada, o motor traseiro é configurado como um ventilador de Ingestão de Camada de Limite (BLI) 100. Conforme mostrado na Figura 2, o ventilador BLI 100 define uma direção axial A2 que se estende ao longo de um eixo geométrico de linha central longitudinal 102 que se estende através do mesmo por referência, e uma direção radial R2.

[025] Em geral, o ventilador BLI 100 inclui um ventilador 104 giratório em torno do eixo geométrico de linha central 102, uma nacela 106 que se estende em torno de uma porção do ventilador 104, e um ou mais membros estruturais 108 que se estendem entre a nacela 106 e uma fuselagem 109 da aeronave 110 à qual o ventilador BLI 100 é montado. O ventilador 104 inclui uma pluralidade de pás de ventilador 112 distanciadas em geral ao longo de uma direção circunferencial. Adicionalmente, o um ou mais membros estruturais 108 se estendem entre a nacela 106 e a fuselagem 109 da aeronave 110 em uma localização à frente da pluralidade de pás de ventilador 112. Ademais, a nacela 106 se estende em torno e circunda a pluralidade de pás de ventilador 112, assim como pelo menos uma porção da fuselagem 109 da aeronave 110 (em uma seção de cauda 111) e uma linha média da aeronave 110 quando, como na Figura 2, um ventilador BLI 100 é montada na aeronave 110. Particularmente para a realização mostrada, a nacela 106 se estende substancialmente trezentos e sessenta graus em torno da fuselagem 109 e da linha média.

[026] Conforme também é representado na Figura 2, o ventilador 104 inclui adicionalmente um eixo de ventilador 113 com a pluralidade de pás de ventilador 112 anexadas ao mesmo. Embora não retratado, o eixo de ventilador 113 pode ser giratoriamente sustentado por um ou mais mancais localizados à frente da pluralidade de pás de ventilador 112 e, opcionalmente, um ou mais mancais localizados atrás da pluralidade de pás de ventilador 112. Tais mancais podem ser qualquer combinação adequada de mancais de rolete, mancais esféricos, mancais de empuxo, etc.

[027] Em determinadas realizações exemplificativas, a pluralidade de pás de ventilador 112 pode ser anexada de maneira fixa ao eixo de ventilador 113 ou, alternativamente, a pluralidade de pás de ventilador 112 pode ser giratoriamente anexada ao eixo de ventilador 113. Por exemplo, a pluralidade de pás de ventilador 112 pode ser anexada ao eixo de ventilador 113 de modo que um passo de cada da pluralidade de pás de ventilador 112 possa ser mudado, por exemplo, em uníssono, por um mecanismo de mudança de passo (não mostrado). Mudar o passo da pluralidade de pás de ventilador 112 pode aumentar uma eficiência do ventilador BLI 100 e/ou pode permitir que o ventilador BLI 100 alcance um perfil de empuxo desejado. Com tal realização exemplificativa, o ventilador BLI 100 pode ser denominada como um ventilador BLI de passo variável.

[028] O eixo de ventilador 113 é acoplado mecanicamente a uma fonte de alimentação 114 localizada pelo menos parcialmente dentro da fuselagem 109 da aeronave 110. Para a realização mostrada, o eixo de ventilador 113 é acoplado mecanicamente à fonte de alimentação 114 através de uma caixa de engrenagem 116. A caixa de engrenagens 116 pode ser configurada para modificar uma velocidade rotacional da fonte de alimentação 114, ou em vez de um eixo 115 da fonte de alimentação 114, de modo que o ventilador 104 do ventilador BLI 100 gire em uma velocidade rotacional desejada. A caixa de engrenagens 116 pode ser uma caixa de engrenagens de razão fixa ou, alternativamente, a caixa de engrenagens 116 pode definir uma razão de engrenagem variável.

[029] A fonte de alimentação 114 pode ser qualquer fonte de alimentação adequada. Por exemplo, em certas realizações exemplificativas, a fonte de alimentação pode ser uma fonte de alimentação elétrica (por exemplo, o ventilador BLI 100 pode ser configurado como parte de um sistema de propulsão elétrico de gás, tal como o sistema de propulsão elétrico de gás 250 descrito abaixo com referência às Figuras 3 e 4). Entretanto, em outras realizações exemplificativas, a fonte de alimentação 114 pode ser alternativamente configurada como um motor a gás, tal como um motor de turbina a gás. Ademais, em determinadas realizações exemplificativas, a fonte de alimentação 114 pode ser posicionada em qualquer outra localização adequada, por exemplo, dentro da fuselagem 109 da aeronave 110 ou do ventilador BLI 100. Por exemplo, em determinadas realizações exemplificativas, a fonte de alimentação 114 pode ser configurada como um motor de turbina a gás posicionado pelo menos parcialmente dentro do ventilador BLI 100.

[030] Conforme brevemente declarado acima, o ventilador BLI 100 inclui um ou mais membros estruturais 108 para a montagem do ventilador BLI 100 à aeronave 110. Os um ou mais membros estruturais 108 para a realização retratada se estendem substancialmente ao longo da direção radial R2 do ventilador BLI 100 entre a nacela 106 e a fuselagem 109 da aeronave 110 para a montagem do ventilador BLI 100 à fuselagem 109 da aeronave 110. Deve-se verificar que, conforme usado no presente documento, os termos de aproximação, tais como “aproximadamente”, “substancialmente” ou “cerca de” se referem a estarem dentro de uma margem de erro de dez por cento.

[031] Adicionalmente, para a realização retratada, os um ou mais membros estruturais 108 são configurados como aletas de guia de entrada para o ventilador 104. Especificamente, os um ou mais membros estruturais 108 são em formato de e orientados para direcionar e condicionar um fluxo de ar para dentro do ventilador BLI 100 para aumentar uma eficiência do ventilador BLI 100. Em determinadas realizações exemplificativas, os um ou mais membros estruturais 108 podem ser configurados como aletas de guia de entrada fixas que se estendem entre a nacela 106 e a fuselagem 109 da aeronave 110. No entanto, para a realização retratada, os um ou mais membros estruturais 108 são configurados como aletas de guia de entrada variável. Especificamente, os um ou mais membros estruturais 108 incluem, cada um, uma aba 124 em uma extremidade traseira configurada para girar em torno de um eixo geométrico radial entre uma variedade de posições para variar uma direção do ar que flui sobre a mesma.

[032] Referindo-se, ainda, à Figura 2, o ventilador BLI 100 define uma entrada 134 em uma extremidade dianteira 136 entre a nacela 106 e a fuselagem 109 da aeronave 110. Conforme mencionado acima, a nacela 106 do ventilador BLI 100 se estende em torno da fuselagem 109 da aeronave 110 em uma extremidade traseira da aeronave 110. Consequentemente, para a realização retratada, a entrada 134 do ventilador BLI 100 se estende substancialmente em trezentos e sessenta graus (360°) ao redor da fuselagem 109 da aeronave 110 quando, tal como retratado na realização, o ventilador BLI 100 é montado na aeronave 110. Notavelmente, em certas realizações, os um ou mais membros estruturais 108 podem ser distanciados de modo uniforme ao longo de uma direção circunferencial do ventilador BLI 100. Embora, em outras realizações exemplificativas, os membros estruturais 108 possam não ser distanciados uniformemente ao longo da direção circunferencial.

[033] Ademais, o ventilador BLI 100 inclui uma ou mais aletas de guia de saída 138 e um cone de cauda 140. A uma ou mais aletas de guia de saída 138 para a realização mostrada se estendem entre a nacela 106 e o cone de cauda 140 para adicionar resistência e rigidez ao ventilador BLI 100, bem como para direcionar um fluxo de ar através do ventilador BLI 100. As aletas de guia de saída 138 podem ser distanciadas uniformemente ao longo da direção circunferencial, ou podem ter qualquer outro espaçamento adequado. Adicionalmente, as aletas de guia de saída 138 podem ser aletas de guia de saída fixas ou, alternativamente, podem ser aletas de guia de saída variáveis.

[034] Atrás da pluralidade de pás de ventilador 112, e para a realização retratada, atrás das uma ou mais aletas de guia de saída 138, o ventilador BLI 100 define adicionalmente um bocal 142 entre a nacela 106 e o cone de cauda 140. O bocal 142 pode ser configurado para gerar uma quantidade de empuxo do ar que flui através do mesmo, e o cone de cauda 140 pode ser modelado para minimizar uma quantidade de arrasto no ventilador BLI 100. No entanto, em outras realizações, o cone de cauda 140 pode ter qualquer outro formato e pode, por exemplo, terminar à frente de uma extremidade traseira da nacela 106 de modo que o cone de cauda 140 seja fechado pela nacela 106 em uma extremidade traseira. Adicionalmente, em outras realizações, o ventilador BLI 100 pode não ser configurado para gerar qualquer quantidade mensurável de empuxo, e, em vez disso, pode ser configurado para ingerir ar a partir de uma camada de limite de ar da fuselagem 109 da aeronave 110 e adicionar energia/acelerar tal ar para reduzir um arrasto geral na aeronave 110 (e, desse modo, aumentar um empuxo líquido da aeronave 110).

[035] Deve ser compreendido, que o ventilador BLI 100 mostrado na Figura 2 é fornecido como forma de exemplo apenas e que em outras realizações exemplificativas, qualquer outro ventilador BLI ou motor traseiro adequado pode ser fornecido. Em outras realizações exemplificativas, for exemplo, o ventilador BLI 100 pode ter qualquer outra configuração adequada. Por exemplo, em outras realizações exemplificativas, os um ou mais membros estruturais 108 do ventilador BLI 100 podem se estender axialmente, em oposição à configuração radial mostrada. Além disso, embora o ventilador BLI 100 exemplificativo mostrado inclua uma pluralidade de aletas de guia de saída 138 localizada a jusante da pluralidade de pás de ventilador 112, em outras realizações exemplificativas, o ventilador BLI 100 pode não incluira pluralidade de aletas de guia de saída 138. Com tal configuração, o cone de cauda 140 pode ou não girar em torno da linha central longitudinal 102 com, por exemplo, o eixo de ventilador 113 e a pluralidade de pás de ventilador 112. Adicionalmente, em certas realizações exemplificativas, um estabilizador vertical e/ou um estabilizador horizontal da aeronave 110 ao qual o ventilador BLI 100 é montado pode se estender entre a fuselagem 109 da aeronave 110 e a nacela 106 do ventilador BLI 100, o que forma potencialmente uma porção dos um ou mais membros estruturais 108. Alternativamente, em ainda outras realizações, um estabilizador vertical e/ou estabilizador horizontal da aeronave 110 ao qual o ventilador BLI 100 é montado pode, em vez disso, ser anexado à nacela 106 do ventilador BLI 100.

[036] Agora será feita referência às Figuras 3 e 4. A Figura 3 fornece uma vista superior de uma aeronave exemplificativa 200 conforme pode incorporar várias realizações da presente invenção, e a Figura 4 fornece uma vista lateral de porta da aeronave 200 conforme ilustrado na Figura 3.

[037] Conforme mostrado nas Figuras 3 e 4 coletivamente, a aeronave 200 inclui uma fuselagem 202 que se estende longitudinalmente entre uma seção de nariz ou dianteira 206 e uma seção de causa ou traseira 208 da aeronave 200. Adicionalmente, a aeronave 200 define uma linha central longitudinal 204 e uma linha média 205, sendo que a linha média 205 se estende entre a seção de nariz 206 e a seção de cauda 208. Conforme usado no presente documento, a “linha média” se refere a uma linha de ponto intermediário que se estende ao longo de um comprimento da aeronave 200, sem levar em consideração os anexos da aeronave 200 (tais como as asas e estabilizadores discutidos abaixo).

[038] A aeronave 200 inclui adicionalmente um par de asas 210. A primeira das tais asas 210 se estende lateralmente para fora em relação à linha central longitudinal 14 a partir de um lado de porta 212 da fuselagem 202 e a segunda das tais asas 210 se estende lateralmente para fora em relação à linha central longitudinal 204 de um lado de estibordo 214 da fuselagem 202. Cada uma dentre as asas 210, para a realização exemplificativa mostrada, inclui uma ou mais abas de bordo de ataque 216 e uma ou mais abas de bordo de fuga 218. A aeronave 200 inclui adicionalmente um estabilizador vertical 220 que tem uma aba de leme 222 para controle de guinada, e um par de estabilizadores horizontais 224, sendo que cada um tem uma aba de elevador 226 para controle de passo. A fuselagem 202 inclui adicionalmente uma superfície ou revestimento externo 228.

[039] Além disso, a aeronave exemplificativa 200 das Figuras 3 e 4 inclui um sistema de propulsão 250, denominado no presente documento como “sistema 250,” de acordo com uma realização exemplificativa da presente revelação. O sistema exemplificativo 250 inclui uma pluralidade de motores principais de aeronave, sendo cada motor configurado para a montagem às asas 210. Especificamente, o sistema exemplificativo mostrado inclui um primeiro motor principal de aeronave 252 e um segundo motor principal de aeronave 254. O primeiro motor principal de aeronave 252 é configurado para a montagem em uma primeira asa do par de asas 210 da aeronave 200, e o segundo motor principal de aeronave 254 é configurado para a montagem à segunda asa do par de asas 210 da aeronave 200. Especificamente, o primeiro e o segundo motores principais de aeronave 252, 254 são, cada um, suspensos abaixo de uma respectiva asa 210 em uma configuração abaixo de asa. Em certas realizações exemplificativas, o primeiro e/ou o segundo motor principal de aeronave 252, 254 pode ser configurado como um motor de turbofan, tal como o motor de turbofan exemplificativo 10 descrito acima com referência à Figura 1. Alternativamente, contudo, em outras realizações exemplificativas, o primeiro e/ou o segundo motor principal de aeronave 252, 254 em vez disso é configurado como qualquer outro motor de aeronave adequado, tal como um motor turbojato, um motor turboprop, motor turbo eixo, um motor turbo núcleo, etc. Além disso, em ainda outras realizações exemplificativas, o sistema 250 pode incluir qualquer outro número adequado de motores principais de aeronave.

[040] Adicionalmente, o sistema de propulsão exemplificativo 250 inclui um motor traseiro 256 configurado para a montagem à aeronave 200 em um local atrás das asas 210 e/ou dos motores principais de aeronave 252, 254, por exemplo, na seção de cauda 208 da aeronave 200. Pelo menos em certas realizações exemplificativas, o motor traseiro 256 pode ser configurado como um ventilador de Ingestão de Camada de Limite (BLI), tal como o ventilador BLI 100 descrito acima com referência à Figura 2. Consequentemente, o motor traseiro 256 pode ser conectado de modo fixo à fuselagem 202 da aeronave 200 na seção de cauda 208 da aeronave 200. Com tal configuração, o motor traseiro 256 é incorporado a ou misturado com a seção de cauda 208. Contudo, deve ser observado que em várias realizações, o motor traseiro 256 pode alternativamente ser posicionado em qualquer local adequado da seção de cauda 208 e/ou qualquer outro motor traseiro adequado pode ser fornecido.

[041] Em várias realizações, os motores principais de aeronave 252, 254 podem ser configurados para fornecer potência a um gerador elétrico 258 e/ou um dispositivo de armazenamento de energia 260. Por exemplo, um ou ambos os motores a jato 252, 254 podem ser configurados para fornecer potência mecânica de um eixo giratório (tal como um eixo LP ou eixo HP) ao gerador elétrico 258. Adicionalmente, o gerador elétrico 258 pode ser configurado para converter a potência mecânica em potência elétrica e fornecer tal potência elétrica a um ou ambos dentre o dispositivo de armazenamento de energia 260 ou o motor traseiro 256. Consequentemente, em tal realização, o sistema de propulsão 250 pode ser denominado como um sistema de propulsão elétrico de gás. Deve-se verificar, no entanto, que a aeronave 200 e o sistema de propulsão 250 retratado nas Figuras 3 e 4 são fornecidos a título de exemplo somente e que, em outras realizações exemplificativas da presente revelação, qualquer outra aeronave 200 adequada pode ser fornecida com um sistema de propulsão 250 configurado de qualquer outra maneira adequada.

[042] Referindo-se ainda às Figuras 3 e 4, o sistema de propulsão exemplificativo 250 é configurado de modo que os motores principais de aeronave 252, 254 forneçam à aeronave 200 uma quantidade de empuxo suficiente para a aeronave 200 decolar normalmente sem o uso do motor traseiro 256.

[043] Por exemplo, o primeiro motor principal de aeronave 252 e o segundo motor principal de aeronave 254 podem, cada um, ser dimensionados para gerar uma quantidade de empuxo quando operados em capacidade máxima (um “empuxo máximo de motor principal TPE”). O motor traseiro 256, em contrapartida, pode ser um motor de capacidade diferente, de modo que o mesmo gere uma quantidade de empuxo diferente dos motores principais de aeronave. Por exemplo, o motor traseiro 256 pode ser dimensionado para gerar um empuxo máximo de motor traseiro quando operado em capacidade máxima (um “empuxo máximo de motor traseiro TAe”), sendo que o empuxo máximo de motor traseiro TAe é diferente do empuxo máximo de motor principal TPE. Por exemplo, em certas realizações exemplificativas o empuxo máximo de motor traseiro TAE pode ser pelo menos dez por cento maior do que ou menor do que o empuxo máximo de motor principal TPE. Particularmente, contudo, para a realização mostrada, o motor traseiro 256 é configurado como um motor de capacidade inferior, de modo que o mesmo gere menos empuxo do que os motores principais de aeronave. Por exemplo, o motor traseiro 256 pode ser dimensionado para gerar um empuxo máximo de motor traseiro TAE que é menor do que o empuxo máximo de motor principal TPE. Por exemplo, o empuxo máximo de motor traseiro TAE pode ser até cerca de oitenta e cinco por cento do empuxo máximo de motor principal TPE (isto é, o motor traseiro 256 pode ser dimensionado para gerar uma quantidade de empuxo menor do que ou igual a cerca de oitenta e cinco por cento do empuxo máximo de motor principal TPE quando o motor traseiro 256 é operado em capacidade máxima).

[044] Deve ser compreendido que conforme usado no presente documento, “operado em capacidade máxima” se refere a operar um respectivo motor substancialmente em aceleração máxima para gerar a quantidade máxima de empuxo que o motor tem capacidade para produzir de modo seguro em condições de operação normais. Ademais, quando uma quantidade máxima de empuxo de um motor é comparada a uma quantidade máxima de empuxo de um motor diferente (ou motores), essas quantidades máximas se referem às quantidades máximas nas mesmas ou em condições similares (isto é, corrigidas em diferenças de altitude, temperatura, número Mach, etc.).

[045] Adicionalmente, em certas realizações exemplificativas, a pluralidade de motores principais de aeronave (que para a realização mostrada inclui o primeiro motor principal de aeronave 252 e o segundo motor principal de aeronave 254), pode junta ser configurada para gerar uma quantidade de empuxo máxima cumulativa quando cada um dos motores principais de aeronave é operado em capacidade total (um “empuxo máximo de motores principais ΤΡΕ,total”)· O empuxo máximo de motores principais TPE,total pode ser uma quantidade de empuxo suficiente para a aeronave 200 decolar em condições normais. Por exemplo, o empuxo máximo de motores principais TPe,total pode ser suficiente para a aeronave 200 decolar em uma velocidade convencional a partir de uma pista de aterragem ou de pouso dimensionada de modo convencional para um determinado tamanho e peso da aeronave 200. Com tal realização, o motor traseiro 256 pode ser dimensionado para gerar uma fração do empuxo máximo de motores principais TPE,total- Por exemplo, em certas realizações, o empuxo máximo de motor traseiro TAe pode ser menor do que cerca de trinta e cinco por cento do empuxo máximo de motores principais TPE,total- [046] Deve ser compreendido, contudo, que em outras realizações exemplificativas, o motor traseiro 256 pode ter qualquer tamanho adequado com relação à pluralidade de motores principais. Por exemplo, em outras realizações exemplificativas, o empuxo máximo de motor traseiro TAe pode ser até cerca de oitenta por cento do empuxo principal máximo TPE, até cerca de setenta e cinco por cento do empuxo principal máximo TPE, ou até cerca de setenta por cento do empuxo principal máximo TPE. De maneira similar, em outras realizações, o empuxo máximo de motor traseiro TAE pode, em vez disso, ser menor do que cerca de trinta por cento do empuxo máximo de motores principais cumulativo TPE,total, menos do que cerca de vinte por cento do empuxo máximo de motores principais cumulativo TPE,total, menos do que cerca de quinze por cento do empuxo máximo de motores principais cumulativo TPE,total, ou menos do que cerca de dez por cento do empuxo máximo de motores principais cumulativo TPE,total- [047] Com as configurações acima, o motor traseiro 256 pode ser considerado um motor confiável não essencial. Conforme usado no presente documento, “confiável não essencial” se refere a um motor que não é necessário para decolagem normal ou para alcançar um destino final. Consequentemente, com um motor confiável não essencial, uma aeronave 200 pode alcançar seu destino final no caso de uma falha de tal motor.

[048] Um sistema de propulsão que inclui um motor traseiro de acordo com uma ou mais realizações da presente revelação pode permitir um sistema de propulsão mais eficiente no geral. Por exemplo, a inclusão de um motor traseiro de acordo com uma ou mais realizações da presente revelação pode permitir que o diâmetro de ventilador da pluralidade de motores principais de aeronave seja reduzido, de modo que um peso dos motores principais de aeronave seja também reduzido. (Notavelmente, embora a inclusão de um ventilador traseiro possa resultar em um peso líquido aumentado do sistema de propulsão, os ganhos de eficiência geral podem superar o peso líquido aumentado). A redução em diâmetro de ventilador da pluralidade de motores principais de aeronave pode resultar em uma quantidade de geração de empuxo reduzida durante, por exemplo, operações de topo de subida e/ou cruzeiro da aeronave (devido, por exemplo, à redução em uma quantidade de fluxo corrigido através da pluralidade de motores principais de aeronave). Contudo, o motor traseiro pode suplementar a geração de empuxo dos motores principais de aeronave durante tais condições de operação para produzir uma quantidade de empuxo líquido desejada para a aeronave.

[049] Referindo-se, agora, à Figura 5, um fluxograma é fornecido de um método (300) para operar uma aeronave de acordo com um aspecto exemplificativo da presente revelação. O método exemplificativo (300) mostrado na Figura 5 pode utilizar a aeronave e/ou o sistema de propulsão descrito acima com referência às Figuras 3 e 4. Consequentemente, em certos aspectos exemplificativos, o método (300) mostrado na Figura 5 pode se aplicar a uma aeronave que tem uma pluralidade de asas, uma pluralidade de motores principais de aeronave e um motor traseiro. Adicionalmente, pelo menos um primeiro motor da pluralidade de motores principais pode ser montado a uma primeira asa do par de asas e pelo menos um segundo motor da pluralidade de motores principais pode ser montado a uma segunda asa do par de asas. Ademais, o motor traseiro pode ser montado a uma seção de cauda da aeronave.

[050] Conforme mostrado, o método (300) inclui geralmente em (302) operar a pluralidade de motores principais de aeronave para gerar uma quantidade de empuxo suficiente para a aeronave para decolar durante um modo operacional de decolagem. Além disso, o método exemplificativo (300) mostrado na Figura 5 inclui em (304) operar o motor traseiro em menos do que uma capacidade total durante o modo operacional de decolagem da aeronave. Por exemplo, operar o motor traseiro em (304) em menos do que uma capacidade total durante o modo operacional de decolagem pode incluir operar o motor traseiro em menos do que cerca de oitenta por cento da capacidade total do motor traseiro, menos do que cerca de sessenta e cinco por cento da capacidade total do motor traseiro, menos do que cerca de cinquenta por cento da capacidade total do motor traseiro, menos do que cerca de trinta e cinco por cento da capacidade total do motor traseiro, ou menos do que cerca de vinte por cento da capacidade total do motor traseiro. Consequentemente, com tal método exemplificativo, a aeronave pode decolar principalmente com o uso de empuxo gerado pela pluralidade de motores principais de aeronave.

[051] Depois da decolagem, contudo, o método exemplificativo (300) pode operar o motor traseiro em uma capacidade mais alta, tal como uma capacidade total. Por exemplo, o aspecto exemplificativo mostrado inclui adicionalmente em (306) operar o motor traseiro a cinquenta por cento da capacidade ou mais durante pelo menos um dentre um modo operacional de subida da aeronave ou um modo operacional de cruzeiro da aeronave. Especificamente, pelo menos em certas realizações exemplificativas, operar o motor traseiro em (306) pode incluir operar o motor traseiro em setenta e cinco por cento da capacidade ou mais, noventa por cento da capacidade ou mais, ou noventa e cinco por cento da capacidade ou mais. Cada um dentre o modo operacional de subida da aeronave e o modo operacional de cruzeiro da aeronave pode ser iniciado depois da decolagem. Notavelmente, operar o motor traseiro em (306) depois da decolagem pode permitir uma operação mais eficiente do motor traseiro. Especificamente, durante os modos operacionais de subida e cruzeiro, pode haver mais ar de camada de limite que flui em torno da fuselagem, de modo que mais ar de camada de limite possa ser consumido pelo motor traseiro, e uma eficiência do motor traseiro possa ser maior.

[052] Adicionalmente, conforme brevemente abordado acima nas Figuras 3 e 4, pelo menos em certos aspectos exemplificativos, o motor traseiro pode ser alimentado pelo menos em parte por um ou mais motores da pluralidade de motores principais de aeronave. Consequentemente, em certos aspectos exemplificativos, o método (300) para operar a aeronave pode incluir fornecer energia a partir da pluralidade de motores principais de aeronave para o motor traseiro operar o motor traseiro depois de a decolagem da aeronave estar concluída.

[053] Esta descrição escrita usa exemplos para revelar a invenção, inclusive o melhor modo, e também para permitir que qualquer indivíduo versado na técnica pratique a invenção, inclusive que faça e use quaisquer dispositivos ou sistemas e realize quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da invenção é definido pelas reivindicações e pode incluir outros exemplos que ocorrerem àqueles versados na técnica. Tais outros exemplos estão destinados a serem abrangidos pelo escopo das reivindicações caso incluam elementos estruturais que não difiram da linguagem literal das reivindicações ou caso incluam elementos estruturais equivalentes com diferenças não substanciais da linguagem literal das reivindicações.

Lista de Componentes 10 Motor a jato turbofan 12 Linha Central Longitudinal ou Axial 14 Seção de Ventilador 16 Motor de Turbina de Núcleo 18 Revestimento Externo 20 Entrada 22 Compressor de Baixa Pressão 24 Compressor de Alta Pressão 26 Seção de Combustão 28 Turbina de Alta Pressão 30 Turbina de Baixa Pressão 32 Seção de Escape de Jato 34 Eixo/Bobina de Alta Pressão 36 Eixo/Bobina de Baixa Pressão 37 Trajeto de Fluxo de Ar de Núcleo 38 Ventilador 40 Pás 42 Disco 44 Membro de atuação 46 Caixa de Engrenagens de Potência 48 Nacela 50 Invólucro ou Nacela de Ventilador 52 Aleta de Guia de Saída 54 Seção a Jusante 56 Passagem de Fluxo de Ar de Desvio 100 Ventilador BLI 102 Eixo geométrico de linha central 104 Ventilador 106 Nacela 108 Membros estruturais 110 Pás de ventilador 112 Eixo de ventilador 114 Fonte de alimentação 116 Caixa de engrenagens 118 Extremidade dianteira de IGV 120 Extremidade traseira de IGV 122 Corpo 124 Aba 126 Eixo geométrico radial 128 1â posição 130 Posição neutra 132 2- Posição 134 Entrada 136 Extremidade dianteira de ventilador BLI

138 OGV 140 Cone de cauda 142 Bocal 200 Aeronave 202 Fuselagem 204 Linha central longitudinal 206 Seção de bico 208 Seção de cauda 210 Asas 212 Bombordo 214 Estibordo 216 Aba de bordo de ataque 218 Aba de bordo de fuga 220 Estabilizador vertical 222 Aba de leme 224 Estabilizador horizontal 226 Aba de elevador 228 Superfície externa de fuselagem 250 Sistema de propulsão 252 Motor a jato 254 Motor a jato 256 Ventoinha BLI 258 Gerador elétrico 260 Dispositivo de armazenamento de energia Reivindicações

Claims

1. SISTEMA DE PROPULSÃO PARA UMA AERONAVE (200) que tem um par de asas (210) e uma seção de cauda (208), sendo que o sistema de propulsão é caracterizado pelo fato de que compreende: uma pluralidade de motores principais que inclui pelo menos um primeiro motor principal (252) e um segundo motor principal (254), sendo que o primeiro motor principal (252) é configurado para a montagem em uma primeira asa do par de asas (210) da aeronave (200), e o segundo motor principal (254) é configurado para a montagem em uma segunda asa do par de asas (210) da aeronave (200); e um motor traseiro configurado para a montagem na seção de cauda (208) da aeronave (200), sendo que a pluralidade de motores principais é dimensionada para fornecer uma quantidade de empuxo suficiente para a aeronave (200) decolar sem o uso do motor traseiro.

2. SISTEMA DE PROPULSÃO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o primeiro motor principal (252) e o segundo motor principal (254) são, cada um, configurados como um motor a jato turbofan.

3. SISTEMA DE PROPULSÃO, de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato de que o motor traseiro é um ventilador de ingestão de camada limite (256), em que o ventilador de ingestão de camada limite (256) inclui uma nacela (106) que define uma entrada (134) que se estende aproximadamente trezentos e sessenta graus em torno de uma fuselagem (202) da aeronave (200) na seção de cauda (208) da aeronave (200) quando o ventilador de ingestão de camada limite (256) é montado à aeronave (200).

4. SISTEMA DE PROPULSÃO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o primeiro motor principal (252) e o segundo motor principal (254) são, cada um, dimensionados para gerar um empuxo máximo de motor principal quando operado em capacidade máxima, e em que o motor traseiro é dimensionado para gerar até cerca de oitenta e cindo por cento do empuxo máximo de motor principal quando operado em capacidade máxima.

5. SISTEMA DE PROPULSÃO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o primeiro motor principal (252) e o segundo motor principal (254) são, cada um, dimensionados para gerar um empuxo máximo de motor principal quando operado em capacidade máxima, e em que o motor traseiro é dimensionado para gerar até cerca de setenta e cinco por cento do empuxo máximo de motor principal quando operado em capacidade máxima.

6. MÉTODO PARA OPERAR UMA AERONAVE que tem um par de asas, um motor traseiro montado em uma seção de cauda da aeronave e uma pluralidade de motores de aeronave principais, sendo que pelo menos um primeiro motor da pluralidade de motores principais é montado a uma primeira asa do par de asas e pelo menos um segundo motor da pluralidade de motores principais é montado a uma segunda asa do par de asas, sendo que o método é caracterizado pelo fato de que compreende: operar a pluralidade de motores principais de aeronave para gerar uma quantidade de empuxo suficiente para a aeronave decolar; e operar o motor traseiro em menos do que a capacidade total durante um modo operacional de decolagem da aeronave.

7. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que operar o motor traseiro com menos da capacidade total durante o modo operacional de decolagem inclui operar o motor traseiro em menos do que cerca de setenta e cinco por cento de capacidade durante o modo operacional de decolagem.

8. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente: operar o motor traseiro a cinquenta por cento da capacidade ou mais durante pelo menos um dentre um modo operacional de subida da aeronave ou um modo operacional de cruzeiro da aeronave.

9. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que a pluralidade de motores principais de aeronave juntos gera um empuxo máximo de motores principais cumulativo quando operada em capacidade total, em que o motor traseiro define um empuxo máximo de motor traseiro quando operado em capacidade total, e em que o empuxo máximo de motor traseiro é menor do que cerca de trinta por cento do empuxo máximo de motores principais cumulativo.

10. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente: fornecer energia a partir de um ou mais dentre a pluralidade de motores principais de aeronave para o motor traseiro para operar o motor traseiro depois de o modo operacional de decolagem da aeronave ser concluído.