BR102019002430A2

BR102019002430A2 - aircraft that defines a longitudinal direction and a vertical direction

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Publication number: BR102019002430A2
Application number: BR102019002430A
Authority: BR
Inventors: Yao Jixian; N Pastouchenko Nikolai; John Lonneman Patrick; Michael Marrinan Patrick; David Cedar Richard
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 2019-02-06
Filing date: 2019-02-06
Publication date: 2019-09-10

Abstract

aeronave que define uma direção longitudinal e uma direção vertical. trata-se de uma aeronave que inclui um ventilador de ingestão da camada limite, que define uma linha central e que inclui uma pluralidade de pás de ventilador rotatórias em torno da linha central. a aeronave também inclui uma fuselagem que se estende entre uma extremidade dianteira e uma extremidade traseira ao longo de uma direção longitudinal, em que o ventilador de ingestão da camada limite está posicionado dentro da fuselagem na extremidade traseira da fuselagem, sendo que a fuselagem define uma entrada a montante do ventilador de ingestão da camada limite, estendendo-se pelo menos cerca de 180 graus em torno da linha central do ventilador de ingestão da camada limite, em que a fuselagem define ainda um escapamento a jusante do ventilador de ingestão da camada limite.aircraft that defines a longitudinal direction and a vertical direction. It is an aircraft that includes a boundary layer inlet fan, which defines a centerline and which includes a plurality of rotating fan blades around the centerline. the aircraft also includes a fuselage extending between a forward end and a rear end along a longitudinal direction, wherein the boundary layer inlet fan is positioned within the fuselage at the rear end of the fuselage, the fuselage defining a upstream inlet of the boundary layer inlet fan extending at least about 180 degrees around the centerline of the boundary layer inlet fan, where the fuselage further defines an exhaust downstream of the boundary layer inlet fan .

Description

“AERONAVE QUE DEFINE UMA DIREÇÃO LONGITUDINAL E UMA DIREÇÃO VERTICAL”“AIRCRAFT THAT DEFINES A LONGITUDINAL DIRECTION AND A VERTICAL DIRECTION”

Campo [001] A presente matéria refere-se, em geral, a uma aeronave com um motor traseiro ou mais particularmente a uma aeronave, que inclui um motor traseiro posicionado dentro da fuselagem.Field [001] The present matter refers, in general, to an aircraft with a rear engine or more particularly to an aircraft, which includes a rear engine positioned inside the fuselage.

Antecedentes [002] Uma aeronave comercial convencional geralmente inclui uma fuselagem, um par de asas e um sistema de propulsão que proporciona empuxo. O sistema de propulsão normalmente inclui pelo menos dois motores de aeronaves, como motores a jato turbojato com derivação. Cada motor a jato turbojato com derivação, é tipicamente montado em uma das asas da aeronave, como em uma posição suspensa sob a asa, separada da asa e da fuselagem. Tal configuração permite que os motores a jato turbojato com derivação, interaja com fluxos de ar separados, de corrente livre, que não são impactados pelas asas e/ou fuselagem. Essa configuração pode reduzir uma quantidade de turbulência no ar que entra em uma entrada de cada motor a jato turbojato com derivação, que tem um efeito positivo em um empuxo propulsivo líquido da aeronave.Background [002] A conventional commercial aircraft usually includes a fuselage, a pair of wings and a propulsion system that provides thrust. The propulsion system typically includes at least two aircraft engines, such as bypass jet engines. Each derivative turbojet jet engine is typically mounted on one of the aircraft's wings, as in a suspended position under the wing, separate from the wing and fuselage. Such a configuration allows bypass jet turbojet engines to interact with separate, free-flowing air flows that are not impacted by the wings and / or fuselage. This configuration can reduce the amount of air turbulence that enters an inlet of each bypass jet engine, which has a positive effect on the aircraft's net propulsive thrust.

[003] No entanto, um arrasto na aeronave, incluindo os motores a jato turbojato com derivação, também afeta o empuxo propulsivo líquido da aeronave. Uma quantidade total de arrasto na aeronave, incluindo a fricção do revestimento e o arrasto, é geralmente proporcional a uma diferença entre uma corrente livre de ar que se aproxima da aeronave e uma velocidade média de uma esteira de turbulência a jusante da aeronave, que é produzida devido ao arrasto na aeronave.[003] However, a drag on the aircraft, including bypass jet engines, also affects the aircraft's net propulsive thrust. A total amount of drag on the aircraft, including the friction of the liner and the drag, is generally proportional to a difference between a free current of air approaching the aircraft and an average speed of a turbulence wake downstream of the aircraft, which is produced due to drag on the aircraft.

[004] Posicionar um ventilador em uma extremidade traseira da fuselagem da aeronave, pode ajudar a energizar novamente uma camada limite[004] Placing a fan at the rear end of the aircraft's fuselage can help to energize a boundary layer again

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2/24 de fluxo de ar na extremidade traseira da fuselagem e melhorar a eficiência da propulsão. No entanto, a inclusão do ventilador na extremidade traseira da fuselagem da aeronave, pode afetar negativamente a capacidade da aeronave de decolar ou pousar, interferindo no ângulo de decolagem disponível da aeronave. Consequentemente, uma aeronave capaz de energizar o ar em movimento lento, formando uma camada limite através da fuselagem da aeronave, sem afetar negativamente a capacidade da aeronave de decolar ou pousar, seria útil.2/24 air flow at the rear end of the fuselage and improve propulsion efficiency. However, the inclusion of the fan at the rear end of the aircraft's fuselage can negatively affect the aircraft's ability to take off or land, interfering with the aircraft's available take-off angle. Consequently, an aircraft capable of energizing the air in slow motion, forming a boundary layer through the aircraft's fuselage, without negatively affecting the aircraft's ability to take off or land, would be useful.

Descrição Resumida [005] Aspectos e vantagens da invenção serão apresentados em parte na descrição seguinte ou podem ser óbvios a partir da descrição ou podem ser aprendidos através da prática da invenção.Brief Description [005] Aspects and advantages of the invention will be presented in part in the following description or they may be obvious from the description or they can be learned through the practice of the invention.

[006] Em uma (1) realização exemplificativa da presente revelação, é proporcionado uma aeronave que define uma direção longitudinal e uma direção vertical. A aeronave inclui um ventilador de ingestão de camada limite, que define uma linha central e que inclui uma pluralidade de pás de ventilador rotatórias em torno da linha central. A aeronave também inclui uma fuselagem que se estende entre uma extremidade dianteira e uma extremidade traseira ao longo da direção longitudinal L, o ventilador de ingestão da camada limite, posicionado dentro da fuselagem na extremidade traseira da fuselagem, em que a fuselagem define uma entrada a montante do ventilador de ingestão da camada limite, estendendo-se pelo menos cerca de 180 graus em tomo da linha central do ventilador de ingestão da camada limite, em que a fuselagem define ainda um escapamento a jusante do ventilador de ingestão da camada limite.[006] In one (1) exemplary embodiment of the present disclosure, an aircraft is provided that defines a longitudinal direction and a vertical direction. The aircraft includes a boundary intake intake fan, which defines a centerline and which includes a plurality of rotating fan blades around the centerline. The aircraft also includes a fuselage that extends between a front end and a rear end along the longitudinal direction L, the intake fan of the boundary layer, positioned inside the fuselage at the rear end of the fuselage, where the fuselage defines an entrance to amount of the limit layer intake fan, extending at least about 180 degrees around the center line of the limit layer intake fan, where the fuselage further defines an exhaust downstream of the limit layer intake fan.

[007] Em certas realizações exemplificativas, a aeronave define um lado direito e um lado esquerdo e em que a entrada inclui uma primeira porção no lado direito e uma segunda porção no lado esquerdo.[007] In certain exemplary embodiments, the aircraft defines a right side and a left side and in which the entrance includes a first portion on the right side and a second portion on the left side.

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3/24 [008] Por exemplo, em certas realizações exemplificativas, a primeira porção de entrada se estende substancialmente continuamente por pelo menos cerca de 90 graus ao redor da linha central do ventilador de ingestão da camada limite e em que a segunda porção de entrada também se estende substancialmente continuamente por pelo menos cerca de 90 graus em tomo da linha central do ventilador de ingestão da camada limite.3/24 [008] For example, in certain exemplary embodiments, the first inlet portion extends substantially continuously at least about 90 degrees around the center line of the boundary ingesting fan and the second inlet portion it also extends substantially continuously for at least about 90 degrees around the center line of the boundary layer intake fan.

[009] Por exemplo, em certas realizações exemplificativas, o ventilador de ingestão da camada limite define uma direção circunferencial que se estende ao longo da linha central e em que a primeira porção de entrada define um formato não uniforme ao longo da direção circunferencial e em que a segunda porção de entrada também define um formato não uniforme ao longo da direção circunferencial.[009] For example, in certain exemplary embodiments, the intake fan of the boundary layer defines a circumferential direction that extends along the center line and in which the first inlet portion defines a non-uniform shape along the circumferential direction and in that the second input portion also defines a non-uniform shape along the circumferential direction.

[010] Por exemplo, em certas realizações exemplificativas, a primeira porção de entrada define uma metade superior ao longo da direção vertical e uma metade inferior ao longo da direção vertical, em que a metade inferior da primeira porção de entrada define uma metade inferior da área de entrada, em que a metade superior da primeira porção de entrada define uma metade superior da área de entrada e em que a metade inferior da área de entrada é maior que a metade superior da área de entrada.[010] For example, in certain exemplary embodiments, the first input portion defines an upper half along the vertical direction and a lower half along the vertical direction, where the lower half of the first input portion defines a lower half of the entrance area, where the upper half of the first entrance portion defines an upper half of the entrance area and where the lower half of the entrance area is greater than the upper half of the entrance area.

[011] Por exemplo, em certas realizações exemplificativas, a aeronave define um plano de referência que se estende ao longo da direção vertical e da linha central do ventilador de ingestão da camada limite e em que a primeira porção de entrada e a segunda porção de entrada são simétricas em relação ao plano de referência.[011] For example, in certain exemplary embodiments, the aircraft defines a reference plane that extends along the vertical direction and the center line of the boundary layer intake fan and in which the first intake portion and the second portion of input are symmetrical in relation to the reference plane.

[012] Em certas realizações exemplificativas, a fuselagem define um lado inferior, em que a entrada é definida pelo menos parcialmente no lado inferior da fuselagem, em que a entrada se estende substancialmente continuamente através do lado inferior da fuselagem durante pelo menos cerca[012] In certain exemplary embodiments, the fuselage defines an underside, where the entrance is defined at least partially on the underside of the fuselage, where the entrance extends substantially continuously through the underside of the fuselage for at least about

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4/24 de 90 graus em tomo da linha central do ventilador de ingestão da camada limite.4/24 of 90 degrees around the center line of the limit layer intake fan.

[013] Por exemplo, em certas realizações exemplificativas, a entrada se estende substancialmente continuamente através do lado inferior da fuselagem por pelo menos 180 graus em torno da linha central do ventilador de ingestão da camada limite.[013] For example, in certain exemplary embodiments, the inlet extends substantially continuously through the underside of the fuselage by at least 180 degrees around the center line of the boundary intake fan.

[014] Por exemplo, em certas realizações exemplificativas, a aeronave define um plano de referência que se estende ao longo da direção vertical e da linha central do ventilador de ingestão da camada limite, em que a entrada define uma seção direita e uma seção esquerda e em que a seção direita e a seção esquerda são simétricas em relação ao plano de referência.[014] For example, in certain exemplary embodiments, the aircraft defines a reference plane that extends along the vertical direction and center line of the boundary layer intake fan, where the inlet defines a right section and a left section and where the right section and the left section are symmetrical in relation to the reference plane.

[015] Em certas realizações exemplificativas, a fuselagem define uma passagem de fluxo de ar que se estende entre a entrada e o escapamento, em que a pluralidade de pás de ventilador, do ventilador de ingestão da camada limite, é posicionada pelo menos parcialmente dentro da passagem de fluxo de ar.[015] In certain exemplary embodiments, the fuselage defines an airflow passage that extends between the inlet and the exhaust, in which the plurality of fan blades, of the limit layer intake fan, are positioned at least partially within of the airflow passage.

[016] Por exemplo, em certas realizações exemplificativas, a passagem de fluxo de ar define um comprimento ao longo da direção longitudinal L, em que o ventilador de ingestão da camada limite define um diâmetro do ventilador e em que o comprimento da passagem de fluxo de ar é maior que o diâmetro do ventilador e até cerca de 15 vezes o diâmetro do ventilador.[016] For example, in certain exemplary embodiments, the airflow passage defines a length along the longitudinal direction L, where the limit layer intake fan defines a fan diameter and in which the flow passage length of air is larger than the fan diameter and up to about 15 times the fan diameter.

[017] Por exemplo, em certas realizações exemplificativas, o comprimento do duto de fluxo de ar é pelo menos cerca de 1,5 vezes o diâmetro do ventilador.[017] For example, in certain exemplary embodiments, the length of the airflow duct is at least about 1.5 times the diameter of the fan.

[018] Em certas realizações exemplificativas, a fuselagem define um lado inferior ao longo da direção vertical, em que uma porção do lado inferior da fuselagem à frente da entrada define uma linha de referência dianteira, em que uma porção do lado inferior da fuselagem atrás da entrada, define uma linha de referência traseira e em que a linha de referência traseira está[018] In certain exemplary embodiments, the fuselage defines a bottom side along the vertical direction, where a portion of the bottom side of the fuselage in front of the entrance defines a front reference line, where a portion of the bottom side of the fuselage behind of the input, defines a rear reference line and where the rear reference line is

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5/24 substancialmente alinhada com a linha de referência dianteira.5/24 substantially aligned with the front reference line.

[019] Em certas realizações exemplificativas, a aeronave inclui ainda um estabilizador acoplado a, e estendendo-se a partir da fuselagem, sendo que o estabilizador define um ponto mais adiante e em que o ventilador de ingestão da camada limite é posicionado dentro da fuselagem em um local atrás ao ponto mais adiante do estabilizador.[019] In certain exemplary embodiments, the aircraft also includes a stabilizer coupled to, and extending from the fuselage, with the stabilizer defining a point further and at which the limit layer intake fan is positioned inside the fuselage at a location back to the point beyond the stabilizer.

[020] Em certas realizações exemplificativas, o ventilador de ingestão da camada limite é um ventilador elétrico.[020] In certain exemplary embodiments, the limit layer intake fan is an electric fan.

[021] Em outra realização exemplificativa da presente revelação, é proporcionado uma aeronave que define uma direção longitudinal e uma direção vertical. A aeronave inclui um ventilador de ingestão de camada limite que define uma linha central e que inclui uma pluralidade de pás de ventilador rotatórias em tomo da linha central. A aeronave também inclui uma fuselagem que se estende entre uma extremidade dianteira e uma extremidade traseira ao longo da direção longitudinal, em que o ventilador de ingestão da camada limite está posicionado dentro da fuselagem na extremidade traseira da fuselagem, sendo que a fuselagem define uma entrada a montante do ventilador de ingestão da camada limite, um escapamento a jusante do ventilador de ingestão da camada limite e um lado inferior ao longo da direção vertical, em que uma porção do lado inferior da fuselagem à frente da entrada define uma linha de referência dianteira, em que uma porção do lado inferior da fuselagem atrás da entrada, define uma linha de referência traseira e em que a linha de referência traseira está substancialmente alinhada com a linha de referência dianteira.[021] In another exemplary embodiment of the present disclosure, an aircraft is provided that defines a longitudinal and a vertical direction. The aircraft includes a boundary intake intake fan that defines a centerline and includes a plurality of rotating fan blades around the centerline. The aircraft also includes a fuselage that extends between a front end and a rear end along the longitudinal direction, in which the limit layer intake fan is positioned inside the fuselage at the rear end of the fuselage, the fuselage defining an entrance upstream of the boundary layer intake fan, an exhaust downstream of the boundary layer intake fan and a lower side along the vertical direction, where a portion of the lower side of the fuselage in front of the inlet defines a front reference line , wherein a portion of the underside of the fuselage behind the entrance defines a rear reference line and where the rear reference line is substantially aligned with the front reference line.

[022] Em certas realizações exemplificativas, a entrada se estende pelo menos cerca de 180 graus em tomo da linha central do ventilador de ingestão da camada limite.[022] In certain exemplary embodiments, the inlet extends at least about 180 degrees around the center line of the intake fan of the boundary layer.

[023] Por exemplo, em certas realizações exemplificativas, a aeronave define um lado direito e um lado esquerdo e em que a entrada inclui[023] For example, in certain exemplary embodiments, the aircraft defines a right side and a left side and the entry includes

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6/24 uma primeira porção no lado direito e uma segunda porção no lado esquerdo.6/24 a first portion on the right side and a second portion on the left side.

[024] Por exemplo, em certas realizações exemplificativas, a primeira porção de entrada se estende substancialmente continuamente por pelo menos cerca de 90 graus ao redor da linha central do ventilador de ingestão da camada limite e em que a segunda porção de entrada também se estende substancialmente continuamente por pelo menos cerca de 90 graus em tomo da linha central do ventilador de ingestão da camada limite.[024] For example, in certain exemplary embodiments, the first inlet portion extends substantially continuously at least about 90 degrees around the center line of the boundary layer intake fan and in which the second inlet portion also extends substantially continuously for at least about 90 degrees around the centerline of the boundary layer intake fan.

[025] Em certas realizações exemplificativas, a entrada é definida pelo menos parcialmente no lado inferior da fuselagem, em que a entrada se estende substancialmente continuamente através do lado inferior da fuselagem durante pelo menos cerca de 90 graus em torno da linha central do ventilador de ingestão da camada limite.[025] In certain exemplary embodiments, the inlet is defined at least partially on the underside of the fuselage, where the inlet extends substantially continuously through the underside of the fuselage for at least about 90 degrees around the center line of the blower. ingestion of the boundary layer.

[026] Estas e outras características, aspectos e vantagens da presente invenção serão melhor compreendidos com referência à descrição seguinte e reivindicações anexas. Os desenhos anexos, que são incorporados e constituem uma parte desta especificação, ilustram as realizações da invenção e juntamente com a descrição, servem para explicar os princípios da invenção.[026] These and other features, aspects and advantages of the present invention will be better understood with reference to the following description and appended claims. The accompanying drawings, which are incorporated and constitute a part of this specification, illustrate the realizations of the invention and together with the description, serve to explain the principles of the invention.

Breve Descrição das Figuras [027] Uma descrição completa e permitida da presente invenção, que inclui a modalidade preferencial do mesmo, direcionada a uma pessoa de habilidade comum na técnica, é apresentada na especificação, que faz referência às Figuras anexas.Brief Description of the Figures [027] A complete and permitted description of the present invention, which includes its preferred modality, aimed at a person of ordinary skill in the art, is presented in the specification, which makes reference to the attached Figures.

[028] A Figura é uma vista superior de uma aeronave, de acordo com várias realizações exemplificativas da presente revelação.[028] The Figure is a top view of an aircraft, according to several exemplary achievements in the present disclosure.

[029] A Figura 2 é uma vista esquerda da aeronave exemplificativa da Figura 1.[029] Figure 2 is a left view of the exemplary aircraft in Figure 1.

[030] A Figura 3 é uma vista em perspectiva da aeronave exemplificativa da Figura 1.[030] Figure 3 is a perspective view of the exemplary aircraft in Figure 1.

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7/24 [031] A Figura 4 é uma vista em corte transversal em primeiro plano de uma extremidade traseira da aeronave exemplificativa da Figura 1.7/24 [031] Figure 4 is a cross-sectional foreground view of a rear end of the exemplary aircraft in Figure 1.

[032] A Figura 5 é uma vista em perspectiva em primeiro plano da extremidade traseira da aeronave exemplificativa da Figura 1.[032] Figure 5 is a perspective view in the foreground of the rear end of the example aircraft of Figure 1.

[033] A Figura 6 é uma vista em corte transversal da extremidade traseira da aeronave exemplificativa da Figura 1, obtida junto a Linha 6-6 da Figura 4.[033] Figure 6 is a cross-sectional view of the rear end of the exemplary aircraft in Figure 1, taken along Line 6-6 in Figure 4.

[034] A Figura 7 é uma vista em corte transversal em primeiro plano de uma extremidade traseira de uma aeronave, de acordo com outra realização exemplificativa da presente revelação.[034] Figure 7 is a cross-sectional foreground view of an aircraft rear end, according to another exemplary embodiment of the present disclosure.

[035] A Figura 8 é uma vista em corte transversal da extremidade traseira da aeronave exemplificativa da Figura 7, obtida junto a Linha 8-8 da Figura 7.[035] Figure 8 is a cross-sectional view of the rear end of the exemplary aircraft in Figure 7, taken along Line 8-8 in Figure 7.

[036] A Figura 9 é uma vista em corte transversal em primeiro plano de uma extremidade traseira de uma aeronave, de acordo com ainda outra realização exemplificativa da presente revelação.[036] Figure 9 is a cross-sectional foreground view of an aircraft rear end, according to yet another exemplary embodiment of the present disclosure.

[037] A Figura 10 é uma vista em corte transversal da extremidade traseira da aeronave exemplificativa da Figura 9, obtida junto a Linha 10-10 da Figura 9.[037] Figure 10 is a cross-sectional view of the rear end of the exemplary aircraft in Figure 9, taken along Line 10-10 in Figure 9.

[038] A Figura 11 é uma vista em corte transversal em primeiro plano de uma extremidade traseira de uma aeronave, de acordo com uma realização da presente revelação.[038] Figure 11 is a cross-sectional foreground view of an aircraft rear end, according to an embodiment of the present disclosure.

Descrição Detalhada [039] Referência será agora feita em detalhe para apresentar realizações da invenção, um ou mais exemplos dos quais são ilustrados nos desenhos anexos. A descrição detalhada usa designações numéricas e de letras para se referir a características nos desenhos. Designações semelhantes ou similares nos desenhos e descrição, foram usadas para se referir a partesDetailed Description [039] Reference will now be made in detail to present realizations of the invention, one or more examples of which are illustrated in the accompanying drawings. The detailed description uses numerical and letter designations to refer to features in the drawings. Similar or similar designations in the drawings and description have been used to refer to parts

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8/24 semelhantes ou similares da invenção.8/24 similar or similar to the invention.

[040] Como usado no presente documento, os termos “primeiro”, “segundo” e “terceiro” podem ser usados de forma intercambiável para distinguir um componente do outro e não se destinam a indicar a localização ou a importância dos componentes individuais.[040] As used in this document, the terms “first”, “second” and “third” can be used interchangeably to distinguish one component from the other and are not intended to indicate the location or importance of the individual components.

[041] Os termos “dianteiro” e “traseiro” referem-se a posições relativas dentro de um motor ou veículo de turbina a gás e referem-se à atitude operacional normal do motor ou veículo de turbina a gás. Por exemplo, no que diz respeito a um motor de turbina a gás, dianteiro refere-se a uma posição mais próxima da entrada de um motor e traseiro refere-se a uma posição mais próxima do bocal do motor ou do escapamento.[041] The terms "front" and "rear" refer to relative positions within a gas turbine engine or vehicle and refer to the normal operating attitude of the gas turbine engine or vehicle. For example, with respect to a gas turbine engine, front refers to a position closer to the engine inlet and rear refers to a position closer to the engine nozzle or exhaust.

[042] Os termos “a montante” e “a jusante” referem-se à 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.[042] The terms "upstream" and "downstream" refer to the relative direction in relation to the flow of fluid in a fluid path. For example, “upstream refers to the direction from which the fluid flows and downstream refers to the direction in which the fluid flows.

[043] Os termos “acoplado”, “fixo”, “ligado à” e similares se referem a acoplamento, fixação ou ligação direta, bem como acoplamento, fixação ou ligação indireta por meio de um ou mais componentes ou componentes intermediários, a menos que seja de outra forma especificado no presente documento.[043] The terms "coupled", "fixed", "connected to" and the like refer to coupling, fixation or direct connection, as well as coupling, fixation or indirect connection by means of one or more components or intermediate components, unless that is otherwise specified in this document.

[044] As formas singulares “um”, “uma”, e “o”, “a” incluem referências plurais, a menos que o contexto dite claramente o contrário.[044] The singular forms "one", "one", and "o", "a" include plural references, unless the context clearly dictates otherwise.

[045] A linguagem aproximada, como usada no presente documento em toda a especificação e reivindicações, é aplicada para modificar qualquer representação quantitativa que possa licitamente variar sem resultar em uma mudança na função básica à qual está relacionada. Consequentemente, um valor modificado por um termo ou termos, como cerca de, aproximadamente e substancialmente, não deve ser limitado ao valor exato[045] The approximate language, as used in this document throughout the specification and claims, is applied to modify any quantitative representation that may lawfully vary without resulting in a change in the basic function to which it is related. Consequently, a value modified by a term or terms, such as approximately, approximately and substantially, should not be limited to the exact value

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9/24 especificado. Em pelo menos alguns exemplos, a linguagem aproximada pode corresponder à precisão de um instrumento para medir o valor ou a precisão dos métodos ou máquinas para construir ou fabricar os componentes e/ou sistemas. Por exemplo, a linguagem aproximada pode se referir a estar dentro de uma margem de 10 por cento.9/24 specified. In at least some examples, the approximate language may correspond to the precision of an instrument to measure the value or the precision of the methods or machines to build or manufacture the components and / or systems. For example, the approximate language may refer to being within a 10 percent margin.

[046] Aqui e ao longo da especificação e reivindicações, as limitações de alcance são combinadas e intercambiadas, tais intervalos são identificados e incluem todos os subintervalos contidos nele, a menos que o contexto ou o idioma indiquem o contrário. Por exemplo, todas as faixas reveladas no presente documento são inclusivas dos pontos finais e os pontos finais são combináveis de forma independente entre si.[046] Here and throughout the specification and claims, the range limitations are combined and exchanged, such ranges are identified and include all subintervals contained therein, unless the context or language indicates otherwise. For example, all the ranges revealed in this document are inclusive of the end points and the end points are independently combinable with each other.

[047] Com referência agora aos desenhos, em que números idênticos indicam os mesmos elementos ao longo das Figuras, a Figura 1 proporciona uma vista superior de uma aeronave exemplificativa 10, como pode incorporar várias realizações da presente invenção. A Figura 2 proporciona uma vista esquerda 24 da aeronave 10, conforme ilustrado na Figura 1. A Figura 3 proporciona uma vista em perspectiva da aeronave 10, conforme ilustrado na Figura 1. Como mostrado nas Figuras 1 a 3 coletivamente, a aeronave 10 define uma direção longitudinal L que se estende através dela, uma direção vertical V, uma direção transversal T, uma extremidade dianteira 14 e uma extremidade traseira 16.[047] Referring now to the drawings, in which identical numbers indicate the same elements throughout the Figures, Figure 1 provides a top view of an exemplary aircraft 10, as it can incorporate various embodiments of the present invention. Figure 2 provides a left view 24 of aircraft 10, as shown in Figure 1. Figure 3 provides a perspective view of aircraft 10, as shown in Figure 1. As shown in Figures 1 to 3 collectively, aircraft 10 defines a longitudinal direction L extending through it, a vertical direction V, a transverse direction T, a front end 14 and a rear end 16.

[048] Além disso, a aeronave 10 inclui uma fuselagem 20, que se estende longitudinalmente a partir da extremidade dianteira 14 da aeronave 10 para a extremidade traseira 16 da aeronave 10 e um par de asas 22. Como usado no presente documento, o termo “fuselagem” geralmente inclui todo o corpo da aeronave 10, tal como uma empenagem da aeronave 10 e uma superfície externa ou revestimento da aeronave 10. A primeira dessas asas 22 se estende lateralmente para o exterior em relação à direção longitudinal L de um lado[048] In addition, aircraft 10 includes a fuselage 20, which extends longitudinally from the front end 14 of aircraft 10 to the rear end 16 of aircraft 10 and a pair of wings 22. As used herein, the term “Fuselage” generally includes the entire body of the aircraft 10, such as an aircraft warp 10 and an outer surface or coating of the aircraft 10. The first of these wings 22 extends laterally outwardly in relation to the longitudinal direction L on one side

Petição 870190012443, de 06/02/2019, pág. 17/49Petition 870190012443, of 02/06/2019, p. 17/49

10/24 esquerdo 24 da fuselagem 20 e a segunda dessas asas 22 se estende lateralmente para o exterior em relação à direção longitudinal L de um lado direito 26 da fuselagem 20. Cada uma das asas 22 para a realização exemplificativa ilustrada, inclui uma ou mais abas de bordo de ataque 28 e uma ou mais abas de bordo de fuga 30. A aeronave 10 inclui ainda um estabilizador vertical 32 que tem uma aba de leme 34 para o controle de guinada e um par de estabilizadores horizontais 36, cada um com uma aba de elevador 38 para controle de inclinação. A fuselagem 20 inclui adicionalmente uma superfície externa 40.10/24 left 24 of the fuselage 20 and the second of these wings 22 extends laterally outwardly in relation to the longitudinal direction L of a right side 26 of the fuselage 20. Each of the wings 22 for the illustrated exemplary embodiment, includes one or more leading edge flaps 28 and one or more trailing edge flaps 30. Aircraft 10 further includes a vertical stabilizer 32 that has a rudder flap 34 for yaw control and a pair of horizontal stabilizers 36, each with a elevator flap 38 for tilt control. The fuselage 20 additionally includes an outer surface 40.

[049] Como ilustrado, o estabilizador vertical 32 define uma porção de raiz 60 e uma porção de ponta 62 separadas ao longo da direção vertical V. Como ilustrado adicionalmente, o estabilizador vertical 32 é montado na fuselagem 20 na porção de raiz 60 e estende-se substancialmente ao longo da direção vertical V até a porção de ponta 62. Os estabilizadores horizontais 36 são acoplados a, e estendem-se a partir da porção de ponta 62 do estabilizador vertical 32. No entanto, deve ser observado que em outras realizações exemplificativas da presente revelação, a aeronave 10 pode adicionalmente ou alternativamente incluir qualquer outra configuração adequada de estabilizadores que podem ou não se estender diretamente ao longo da direção vertical V ou direção horizontal/transversal T. Além disso, os estabilizadores alternativos podem ter qualquer formato, tamanho, configuração ou orientação adequados, permanecendo dentro do escopo da presente matéria.[049] As illustrated, the vertical stabilizer 32 defines a root portion 60 and a tip portion 62 separated along the vertical direction V. As further illustrated, the vertical stabilizer 32 is mounted on the fuselage 20 on the root portion 60 and extends substantially along the vertical direction V to the tip portion 62. The horizontal stabilizers 36 are coupled to, and extend from the tip portion 62 of the vertical stabilizer 32. However, it should be noted that in other embodiments exemplary of the present disclosure, aircraft 10 may additionally or alternatively include any other suitable configuration of stabilizers that may or may not extend directly along the vertical V direction or horizontal / transverse direction T. In addition, alternative stabilizers may have any shape, appropriate size, configuration or orientation, remaining within the scope of this article.

[050] A aeronave exemplificativa 10 das Figuras 1 a 3 também inclui um sistema de propulsão. O sistema de propulsão exemplificativo inclui uma pluralidade de motores de aeronave, pelo menos um dos quais montado em cada um dos pares de asas 22. Especificamente, a pluralidade de motores de aeronave inclui um primeiro motor de aeronave 42, montado em uma primeira asa do par de asas 22 e um segundo motor de aeronave 44 montado em uma segunda asa do par de asas 22. Em pelo menos certas realizações[050] The exemplary aircraft 10 of Figures 1 to 3 also includes a propulsion system. The exemplary propulsion system includes a plurality of aircraft engines, at least one of which is mounted on each of the wing pairs 22. Specifically, the plurality of aircraft engines includes a first aircraft engine 42, mounted on a first wing of the wing pair 22 and a second aircraft engine 44 mounted on a second wing of wing pair 22. In at least certain embodiments

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11/24 exemplificativas, os motores de aeronaves 42, 44 podem ser configurados como motores a jato turbojato com derivação suspensa sob as asas 22 em uma configuração sob asa. Alternativamente, no entanto, em outras realizações exemplificativas, qualquer outro motor de aeronave adequado pode ser proporcionado. Por exemplo, em outras realizações exemplificativas, o primeiro e/ou segundo motores de aeronaves 42, 44 podem, alternativamente, serem configurados como motor turbojato, motores de turboeixo, motores turboélice, etc. Além disso, em outras realizações, a aeronave 10, ou melhor, o sistema de propulsão da aeronave 10, pode incluir qualquer outro número ou configuração adequada (por exemplo, local de montagem) de motores de aeronaves.As exemplary 11/24, aircraft engines 42, 44 can be configured as turbojet jet engines with suspension bypass under the wings 22 in an under-wing configuration. Alternatively, however, in other exemplary embodiments, any other suitable aircraft engine can be provided. For example, in other exemplary embodiments, the first and / or second aircraft engines 42, 44 can alternatively be configured as turbojet engines, turbo-axle engines, turboprop engines, etc. In addition, in other embodiments, aircraft 10, or rather, the propulsion system of aircraft 10, may include any other appropriate number or configuration (e.g., mounting location) of aircraft engines.

[051] Adicionalmente, o sistema de propulsão inclui um ventilador de ingestão da camada limite 100 (esquematicamente ilustrado na Figura 2), posicionado dentro da fuselagem 20 da aeronave 10, próximo à extremidade traseira 16 da aeronave 10, como será explicado com mais detalhes abaixo. Como será também discutido em maior detalhe abaixo, a fuselagem 20 define geralmente uma entrada 102 a montante do ventilador de ingestão da camada limite 100 e um escapamento 104 a jusante do ventilador de ingestão da camada limite 100. De tal maneira, o ventilador de ingestão da camada limite 100 pode ingerir a camada limite de fluxo de ar 106 (consultar a Figura 4), ao longo da extremidade traseira 16 da aeronave 10 através da entrada 102 definida pela fuselagem 20, energizar novamente tal fluxo de ar 106 e proporcionar tal fluxo de ar 106 através do escapamento 104 para aumentar um benefício propulsor líquido do sistema de propulsão da aeronave 10.[051] In addition, the propulsion system includes a limit layer 100 intake fan (schematically illustrated in Figure 2), positioned inside the fuselage 20 of aircraft 10, close to the rear end 16 of aircraft 10, as will be explained in more detail. below. As will also be discussed in more detail below, the fuselage 20 generally defines an inlet 102 upstream of the inlet fan of the boundary layer 100 and an exhaust 104 downstream of the inlet fan of the boundary layer 100. In such a way, the inlet fan of the boundary layer 100 can ingest the boundary layer of airflow 106 (see Figure 4), along the rear end 16 of the aircraft 10 through the entrance 102 defined by the fuselage 20, to energize such airflow 106 again and provide such flow of air 106 through exhaust 104 to increase a net propellant benefit of the aircraft's propulsion system 10.

[052] Com referência especificamente à Figura 2, a aeronave 10 inclui adicionalmente o trem de pouso, tal como as rodas 46, que se estendem a partir de um lado inferior da fuselagem 20 e de um lado inferior das asas 22. A fuselagem 20 é projetada para permitir que a aeronave 10 decole e/ou aterrisse em um ângulo de decolagem 48 com o solo sem que a extremidade traseira 16[052] With reference specifically to Figure 2, aircraft 10 additionally includes the landing gear, as do wheels 46, which extend from the underside of the fuselage 20 and the underside of the wings 22. The fuselage 20 is designed to allow aircraft 10 to take off and / or land at a takeoff angle 48 with the ground without the rear end 16

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12/24 raspe o solo. Mais especificamente, o ângulo de decolagem 48 pode ser definido como o ângulo entre o solo (paralelo à direção longitudinal L) e um plano de decolagem 50. Como será discutido abaixo, a fuselagem exemplificativa 20 e o ventilador de ingestão da camada limite 100 descritos no presente documento, são projetados para permitir que a aeronave 10 mantenha um ângulo de descolagem desejado 48, apesar da inclusão de um ventilador de ingestão de camada limite 100 na extremidade traseira 16 da aeronave 10. Notavelmente, para a realização ilustrada, a direção longitudinal L da aeronave 10 é paralela ao solo quando a aeronave 10 está no solo. Consequentemente, o ângulo máximo de decolagem 48, como mostrado, também pode ser definido com a direção longitudinal Lda aeronave 10.Scrape the soil. More specifically, the take-off angle 48 can be defined as the angle between the ground (parallel to the longitudinal direction L) and a take-off plane 50. As will be discussed below, the exemplary fuselage 20 and the limit layer 100 intake fan described in this document, they are designed to allow the aircraft 10 to maintain a desired take-off angle 48, despite the inclusion of a limit layer 100 intake fan at the rear end 16 of the aircraft 10. Notably, for the illustrated embodiment, the longitudinal direction L of aircraft 10 is parallel to the ground when aircraft 10 is on the ground. Consequently, the maximum take-off angle 48, as shown, can also be defined with the longitudinal direction Lda aircraft 10.

[053] Com referência agora à Figura 4, é proporcionado uma vista em corte transversal em primeiro plano do ventilador de ingestão da camada limite 100 exemplificativo descrito acima, com referência às Figuras 1 a 3. Mais especificamente, a Figura 4 fornece uma vista em corte transversal em primeiro plano da extremidade traseira 16 da aeronave 10 mostrada na Figura 2.[053] Referring now to Figure 4, a cross-sectional foreground view of the inlet fan of the exemplary boundary layer 100 described above is provided, with reference to Figures 1 to 3. More specifically, Figure 4 provides a view in foreground cross section of the rear end 16 of the aircraft 10 shown in Figure 2.

[054] Como é ilustrado, a fuselagem 20 inclui geralmente uma seção principal 108 situada à frente da entrada 102 e uma seção traseira 110 localizada atrás da entrada 102. A seção traseira 110 circunda o ventilador de ingestão da camada limite 100. A aeronave 10 inclui ainda um forro interno 112 que se estende desde a seção principal 108 da fuselagem 20 para dentro da seção traseira 110 da fuselagem 20. Notavelmente, para a realização ilustrada, o forro interno 112 da aeronave 10 atua como uma parte central para o ventilador de ingestão da camada limite 100. Para a realização mostrada, a seção traseira 110 da fuselagem 20 e o forro interno 112 da aeronave 10 juntos, definem uma passagem de fluxo de ar 114. A passagem de fluxo de ar 114 se estende geralmente a partir da entrada 102 definida pela fuselagem 20 para o escapamento 104 definido pela fuselagem 20. Adicionalmente, o ventilador de[054] As shown, the fuselage 20 generally includes a main section 108 located in front of the entrance 102 and a rear section 110 located behind the entrance 102. The rear section 110 surrounds the intake fan of the boundary layer 100. The aircraft 10 it also includes an inner liner 112 that extends from the main section 108 of the fuselage 20 into the rear section 110 of the fuselage 20. Notably, for the illustrated embodiment, the inner liner 112 of the aircraft 10 acts as a central part for the air blower. intake of boundary layer 100. For the shown embodiment, the rear section 110 of the fuselage 20 and the inner liner 112 of the aircraft 10 together define an airflow passage 114. The airflow passage 114 generally extends from the inlet 102 defined by fuselage 20 for exhaust 104 defined by fuselage 20. Additionally, the

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13/24 ingestão da camada limite 100 define geralmente uma linha central 116, uma direção circunferencial C estendendo-se em tomo da linha central 116 (consultar, por exemplo, as Figuras 5 e 6) e inclui uma pluralidade de pás de ventilador 120 rotatórias em torno da linha central 116. A pluralidade de pás de ventilador 120, do ventilador de ingestão de camada limite 100, está posicionada pelo menos parcialmente dentro da passagem de fluxo de ar 114.13/24 ingestion of boundary layer 100 generally defines a center line 116, a circumferential direction C extending around center line 116 (see, for example, Figures 5 and 6) and includes a plurality of rotating fan blades 120 around the center line 116. The plurality of fan blades 120, of the boundary layer intake fan 100, are positioned at least partially within the airflow passage 114.

[055] A aeronave 10 inclui ainda palhetas guia de entrada 113 e palhetas guia de saída 115 que se estendem do forro interno 112 para a seção traseira 110 da fuselagem 20, para sustentar o forro interno 112 e guiar o fluxo de ar 106 através da passagem de fluxo de ar 114. As palhetas guia de entrada 113 podem remover uma distorção de fluxo, do fluxo de ar 106 antes que o fluxo de ar 106 alcance o ventilador 100 e as palhetas guia de saída 115 possam remover um redemoinho do fluxo de ar 106 do ventilador 100 (isto é, fluxo do ventilador). Além disso, para a realização ilustrada, o forro interno 112 forma um cone de cauda 117 que se estende através do escapamento 104.[055] Aircraft 10 also includes entry guide vanes 113 and exit guide vanes 115 that extend from the inner liner 112 to the rear section 110 of the fuselage 20, to support the inner liner 112 and guide the airflow 106 through the airflow passage 114. Inlet guide vanes 113 can remove a flow distortion from airflow 106 before airflow 106 reaches fan 100 and outlet guide vanes 115 can remove a whirlpool of airflow air 106 from fan 100 (i.e., fan flow). In addition, for the illustrated embodiment, the inner lining 112 forms a tail cone 117 that extends through the exhaust 104.

[056] O sistema de propulsão da aeronave 10 inclui ainda uma fonte de alimentação 118 acoplada ao ventilador de ingestão da camada limite 100 para acionar o ventilador de ingestão da camada limite 100. Para a realização ilustrada, a fonte de alimentação 118 é uma máquina elétrica e, mais especificamente, uma máquina motriz elétrica. A máquina motriz elétrica é acoplada a haste do ventilador 122, que se estende ao ventilador de ingestão da camada limite 100 para acionar o ventilador de ingestão da camada limite 100 (isto é, para girar a pluralidade de pás de ventilador 120 em torno da linha central 116). Dessa maneira, será observado que o ventilador de ingestão da camada limite 100 exemplificativo ilustrado, é um ventilador elétrico. Embora não ilustrado, a máquina motriz elétrica pode estar em comunicação elétrica com qualquer fonte de alimentação elétrica adequada, como uma ou mais unidades de armazenamento de energia, como baterias ou outras máquinas[056] The propulsion system of the aircraft 10 also includes a power supply 118 coupled to the intake fan of the boundary layer 100 to drive the intake fan of the boundary layer 100. For the illustrated embodiment, the power supply 118 is a machine electric and, more specifically, an electric driving machine. The electric driving machine is coupled to the fan rod 122, which extends to the limit layer 100 intake fan to drive the limit layer 100 intake fan (i.e., to rotate the plurality of fan blades 120 around the line central 116). In this way, it will be observed that the exemplary limit layer 100 intake fan illustrated is an electric fan. Although not illustrated, the electric driving machine may be in electrical communication with any suitable electrical power source, such as one or more energy storage units, such as batteries or other machines.

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14/24 elétricas/geradores elétricos. Por exemplo, pelo menos certas realizações exemplificativas, um ou ambos os motores de turbina a gás montados sob as asas 42, 44 descritos acima com referência às Figuras 1 a 3, pode ser configurado (ou podem ser configurados) para acionar um gerador elétrico, que produz energia elétrica proporcionada a máquina motriz elétrica que aciona o ventilador de ingestão da camada limite 100.14/24 electric / electric generators. For example, at least certain exemplary embodiments, one or both of the gas turbine engines mounted under the wings 42, 44 described above with reference to Figures 1 to 3, can be configured (or can be configured) to drive an electric generator, that produces electric energy provided by the electric driving machine that drives the intake fan of the limit layer 100.

[057] Deve ser observado, no entanto, que em outras realizações exemplificativas, a fonte de alimentação 118 para o ventilador de ingestão da camada limite 100 pode ser qualquer outra fonte de alimentação adequada. Por exemplo, em outras realizações, a fonte de alimentação 118 pode ser um motor de combustão, como um motor de turbina a gás, como um motor de turboeixo. Adicionalmente, em outras realizações exemplificativas, o ventilador de ingestão da camada limite 100 pode ter qualquer configuração adequada. Por exemplo, em certas realizações exemplificativas, o ventilador de ingestão da camada limite 100 pode incluir pás do ventilador de passo variável 120, pode incluir uma caixa de engrenagens ou outro mecanismo de mudança de velocidade entre a fonte de alimentação 118 e as pás do ventilador 120, etc. Outras configurações também são contempladas.[057] It should be noted, however, that in other exemplary embodiments, the power supply 118 for the limit layer 100 intake fan can be any other suitable power supply. For example, in other embodiments, the power supply 118 may be a combustion engine, such as a gas turbine engine, such as a turboshaft engine. In addition, in other exemplary embodiments, the limit layer 100 intake fan may have any suitable configuration. For example, in certain exemplary embodiments, the limit layer 100 intake fan may include variable pitch fan blades 120, may include a gearbox or other speed change mechanism between the power supply 118 and the fan blades 120, etc. Other configurations are also contemplated.

[058] Com referência ainda à realização exemplificativa ilustrada na Figura 4, o estabilizador vertical 32 é acoplado e se estende a partir da seção traseira 110 da fuselagem 20. Será observado, que em outras realizações, o estabilizador vertical 32 pode adicionalmente ser acoplado a, e se estender a partir da seção principal 108 da fuselagem 20. Além disso, para a realização ilustrada, o estabilizador vertical 32 define um ponto mais adiante 124 onde uma extremidade dianteira do estabilizador vertical 32 encontra a fuselagem 20. Para a realização ilustrada, o ventilador de ingestão da camada limite 100 está posicionado dentro da fuselagem 20 em uma localização traseira do ponto mais adiante 124 do estabilizador vertical 32.[058] With reference to the exemplary embodiment illustrated in Figure 4, the vertical stabilizer 32 is coupled and extends from the rear section 110 of the fuselage 20. It will be noted that in other embodiments, the vertical stabilizer 32 can additionally be coupled to , and extends from main section 108 of the fuselage 20. In addition, for the illustrated embodiment, the vertical stabilizer 32 defines a point further 124 where a front end of the vertical stabilizer 32 meets the fuselage 20. For the illustrated embodiment, the intake fan of the boundary layer 100 is positioned inside the fuselage 20 at a rear location of the further point 124 of the vertical stabilizer 32.

Petição 870190012443, de 06/02/2019, pág. 22/49Petition 870190012443, of 02/06/2019, p. 22/49

15/24 [059] Além disso, para a realização ilustrada, a passagem de fluxo de ar 114 define um comprimento 126 ao longo da direção longitudinal L da aeronave 10. Adicionalmente, o ventilador de ingestão da camada limite 100 define um diâmetro do ventilador 128. Para a realização ilustrada, o comprimento 126 da passagem de fluxo de ar 114 é maior do que o diâmetro do ventilador 128 e até cerca de quinze (15) vezes o diâmetro do ventilador 128. Mais especificamente, para a realização exemplificativa ilustrada, o comprimento 126 da passagem de fluxo de ar 114 é pelo menos cerca de 1,5 vezes o diâmetro do ventilador 128 e menos de cerca de oito (8) vezes o diâmetro do ventilador 128. Será observado, no entanto, que em outras realizações, o comprimento 126 da passagem de fluxo de ar 114 pode ser qualquer outro múltiplo adequado do diâmetro do ventilador 128.15/24 [059] In addition, for the illustrated embodiment, the airflow passage 114 defines a length 126 along the longitudinal direction L of the aircraft 10. Additionally, the limit layer 100 intake fan defines a fan diameter 128. For the illustrated embodiment, the length 126 of the airflow passage 114 is greater than the diameter of the fan 128 and up to about fifteen (15) times the diameter of the fan 128. More specifically, for the illustrated example embodiment, the length 126 of the air flow passage 114 is at least about 1.5 times the diameter of the fan 128 and less than about eight (8) times the diameter of the fan 128. It will be noted, however, that in other embodiments , the length 126 of the air flow passage 114 can be any other suitable multiple of the diameter of the fan 128.

[060] Como também é ilustrado, a fuselagem 20 geralmente define um lado inferior 130 ao longo da direção vertical V e um lado superior 132 ao longo da direção vertical V. Uma porção do lado inferior 130 da fuselagem 20, à frente da entrada 102 e mais especificamente, uma porção da seção principal 108 da fuselagem 20 próxima da entrada 102, define uma primeira linha de referência dianteira 134. Além disso, uma porção do lado inferior 130 da fuselagem 20 a atrás da entrada 102 e mais especificamente, uma porção da seção traseira 110 da fuselagem 20, define uma primeira linha de referência traseira 135. Para a realização ilustrada, a primeira linha de referência traseira 135 está substancialmente alinhada com a primeira linha de referência dianteira 134. Por exemplo, cada uma das primeiras linhas de referência dianteira 134 e a primeira linha de referência traseira 135, pode definir substancialmente o mesmo ângulo com a direção longitudinal L, tal como o ângulo 48’ discutido acima.[060] As is also illustrated, the fuselage 20 generally defines a lower side 130 along the vertical direction V and an upper side 132 along the vertical direction V. A portion of the lower side 130 of the fuselage 20, in front of the entrance 102 and more specifically, a portion of the main section 108 of the fuselage 20 near the entrance 102, defines a first front reference line 134. In addition, a portion of the lower side 130 of the fuselage 20 a behind the entrance 102 and more specifically, a portion of the rear section 110 of the fuselage 20, defines a first rear reference line 135. For the illustrated embodiment, the first rear reference line 135 is substantially aligned with the first front reference line 134. For example, each of the first lines of reference front reference 134 and the first rear reference line 135, you can define substantially the same angle with the longitudinal direction L, such as the 48 'angle discussed above.

[061] Notavelmente, de tal maneira, a seção traseira 110 da fuselagem 20 é geralmente conformado como uma continuação da seção[061] Notably, in such a way, the rear section 110 of the fuselage 20 is generally shaped as a continuation of the section

Petição 870190012443, de 06/02/2019, pág. 23/49Petition 870190012443, of 02/06/2019, p. 23/49

16/24 principal 108 da fuselagem 20. Consequentemente, por exemplo, um ponto mais adiante 136 da seção traseira 110 da fuselagem 20 no lado inferior 130, está para dentro de um ponto mais atrás 137 da seção principal 108 no lado inferior 130, em relação à linha central 116 do o ventilador de ingestão da camada limitei 00.16/24 main 108 of the fuselage 20. Consequently, for example, a point further forward 136 of the rear section 110 of the fuselage 20 on the lower side 130, is within a further point 137 of the main section 108 on the lower side 130, in relation to the central line 116 of the boundary layer intake fan 00.

[062] Com referência ainda à realização ilustrada na Figura 4, uma porção do lado superior 132 da fuselagem 20 à frente da entrada 102 e mais especificamente, uma porção da seção principal 108 da fuselagem 20 próxima da entrada 102, define uma segunda linha de referência dianteira 138, e uma porção do lado superior 132 da fuselagem 20 atrás da entrada 102 e, mais especificamente, uma porção da seção traseira 110 da fuselagem 20, define uma segunda linha de referência traseira 140. Para a realização ilustrada, a segunda linha de referência traseira 140 está substancialmente alinhada com a segunda linha de referência dianteira 138.[062] With reference still to the embodiment illustrated in Figure 4, a portion of the upper side 132 of the fuselage 20 in front of the entrance 102 and more specifically, a portion of the main section 108 of the fuselage 20 near the entrance 102, defines a second line of front reference 138, and a portion of the upper side 132 of the fuselage 20 behind the entrance 102 and, more specifically, a portion of the rear section 110 of the fuselage 20, defines a second rear reference line 140. For the illustrated embodiment, the second line rear reference line 140 is substantially aligned with the second front reference line 138.

[063] Será observado que, tal como utilizado no presente documento, o termo substancialmente alinhado com, com referência a duas linhas de referência, refere-se a essas linhas de referência que definem um ângulo entre elas inferior a cerca de 10 graus e um espaçamento mínimo entre as duas linhas de referência (em um local entre os dois componentes que definem essas linhas de referência), sendo menor que cerca de 10% de um espaçamento entre tais componentes. Consequentemente, por exemplo, o termo substancialmente alinhado com com referência às primeiras linhas de referência dianteira e traseira 134, 135 refere-se a essas linhas de referência 134, 135 que definem um ângulo mínimo entre menos de cerca de 10 graus e um espaçamento mínimo entre as duas linhas de referência 134, 135 (em um local entre a seção principal 108 e a seção traseira 110 da fuselagem 20), sendo menor que cerca de 10 por cento de um espaçamento entre a seção principal 108 e a seção traseira 110 da fuselagem 20, ao longo da direção longitudinal L.[063] It will be noted that, as used herein, the term substantially aligned with, with reference to two reference lines, refers to those reference lines that define an angle between them less than about 10 degrees and one minimum spacing between the two reference lines (in a location between the two components that define these reference lines), being less than about 10% of a spacing between such components. Consequently, for example, the term substantially aligned with reference to the first front and rear reference lines 134, 135 refers to those reference lines 134, 135 that define a minimum angle between less than about 10 degrees and a minimum spacing. between the two reference lines 134, 135 (at a location between the main section 108 and the rear section 110 of the fuselage 20), being less than about 10 percent of a spacing between the main section 108 and the rear section 110 of the fuselage 20, along the longitudinal direction L.

Petição 870190012443, de 06/02/2019, pág. 24/49Petition 870190012443, of 02/06/2019, p. 24/49

17/24 [064] Será observado que a fuselagem 20 seja projetada de modo que o ventilador de ingestão da camada limite 100 possa ser posicionado no mesmo, sem afetar um ângulo máximo de decolagem (consultar o ângulo 48 da Figura 1) da aeronave 10. Adicionalmente, a fuselagem 20 é projetada de modo que a entrada 102 possa ingerir o relativamente baixo fluxo de ar da camada limite do momento, sobre a fuselagem 20, de modo que o benefício líquido de propulsão adicionado pelo ventilador de ingestão da camada limite 100 seja aumentado e de modo que um fluxo de ar de impulso mais uniforme seja ingerido.17/24 [064] It will be observed that the fuselage 20 is designed so that the limit layer 100 intake fan can be positioned there, without affecting the maximum takeoff angle (see angle 48 in Figure 1) of the aircraft 10 Additionally, the fuselage 20 is designed so that the inlet 102 can ingest the relatively low air flow of the moment boundary layer over the fuselage 20, so that the net propulsion benefit added by the boundary layer intake fan 100 increased and so that a more uniform impulse air flow is ingested.

[065] Com referência especificamente agora também às Figuras 5 e 6, será observado que a entrada 102 definida pela fuselagem 20 a montante do ventilador de ingestão da camada limite 100, se estende cumulativamente, pelo menos, cerca de 180 graus em torno da linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100. A Figura 5 proporciona uma vista em perspectiva em primeiro plano da extremidade traseira 16 da aeronave 10 e a Figura 6 proporciona uma vista em perspectiva em primeiro plano da entrada 102 da fuselagem 20 obtida ao longo da Linha 6-6 na Figura 4.[065] With reference now specifically also to Figures 5 and 6, it will be observed that the entrance 102 defined by the fuselage 20 upstream of the intake fan of the limit layer 100, extends cumulatively, at least, about 180 degrees around the line center 116 of the limit layer 100 intake fan. Figure 5 provides a perspective view in the foreground of the rear end 16 of the aircraft 10 and Figure 6 provides a perspective view in the foreground of the entrance 102 of the fuselage 20 obtained along Line 6-6 in Figure 4.

[066] Como mostrado, para a realização exemplificativa ilustrada, a entrada 102 definido pela fuselagem 20 inclui uma primeira porção 142 no lado direito 26 da aeronave 10 e uma segunda porção 144 no lado esquerdo 24 da aeronave 10. A primeira e a segunda porções 142, 144 de entrada 102, para a realização ilustrada, são separados por um membro de conexão superior 146 e um membro de conexão inferior 147. O elemento de conexão superior 146 e o elemento de conexão inferior 147 conectam cada um, a seção principal 108 da fuselagem 20 à seção traseira 110 da fuselagem 20 e ainda, para a realização ilustrada, conectar estruturalmente o forro interno 112 da aeronave 10 a tais componentes.[066] As shown, for the illustrated exemplary embodiment, the entrance 102 defined by the fuselage 20 includes a first portion 142 on the right side 26 of the aircraft 10 and a second portion 144 on the left side 24 of the aircraft 10. The first and second portions 142, 144 inlet 102, for the illustrated embodiment, are separated by an upper connecting member 146 and a lower connecting member 147. The upper connecting element 146 and the lower connecting element 147 each connect the main section 108 from the fuselage 20 to the rear section 110 of the fuselage 20 and also, for the illustrated embodiment, structurally connect the inner liner 112 of the aircraft 10 to such components.

[067] Como pode ser visto mais claramente na Figura 6, será[067] As can be seen more clearly in Figure 6, it will be

Petição 870190012443, de 06/02/2019, pág. 25/49Petition 870190012443, of 02/06/2019, p. 25/49

18/24 observado que a primeira porção 142 de entrada 102 se estende substancialmente continuamente por pelo menos cerca de noventa (90) graus ao redor da linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100 e ainda que a segunda porção 144 de entrada 102 também se estenda substancialmente continuamente por pelo menos cerca de noventa (90) graus em tomo da linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limitei00. Mais especificamente, para a realização ilustrada, as primeira e a segunda porções 142, 144 de entrada 102 estendem-se cada uma substancialmente continuamente durante pelo menos cerca de cento e vinte (120) graus em tomo da linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100, como pelo menos, cerca de cento e cinquenta (150) graus em tomo da linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100, como pelo menos, cerca de cento e sessenta (160) graus em tomo da linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limitei00.18/24 observed that the first inlet portion 142 extends substantially continuously for at least about ninety (90) degrees around the center line 116 of the inlet fan of the boundary layer 100 and even though the second inlet portion 144 it also extends substantially continuously for at least about ninety (90) degrees around center line 116 of the boundary layer intake fan00. More specifically, for the illustrated embodiment, the first and second inlet portions 142, 144 102 each extend substantially continuously for at least about one hundred and twenty (120) degrees around center line 116 of the intake intake fan. boundary layer 100, at least about one hundred and fifty (150) degrees around the center line 116 of the boundary layer 100 intake fan, at least about one hundred and sixty (160) degrees around the center line 116 of the boundary layer intake fan00.

[068] Além disso, para a realização exemplificativa ilustrada, a primeira porção 142 de entrada 102 define um formato não uniforme ao longo da direção circunferencial C e além disso, a segunda porção 144 de entrada 102 também define um formato não uniforme ao longo da direção circunferencial C. Mais especificamente, a primeira porção 142 de entrada 102 define uma metade superior 148 ao longo da direção vertical V e uma metade inferior 149 ao longo da direção vertical V. A metade superior 148 e a metade inferior 149 são separadas por uma primeira linha de referência de ponto médio 150 que se estende desde a linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100 até a metade do caminho da primeira porção 142 de entrada 102 com base em um intervalo de graus total na direção circunferencial C em torno da linha central 116 do ventilador de entrada da camada limitei00. Similarmente, a segunda porção 144 de entrada 102 também define uma metade superior 148 ao longo da direção vertical V e uma metade inferior 149 ao longo da direção[068] Furthermore, for the illustrated exemplary embodiment, the first entry portion 142 defines a non-uniform shape along the circumferential direction C and furthermore, the second entry portion 144 also defines a non-uniform shape along the circumferential direction C. More specifically, the first inlet portion 142 defines an upper half 148 along the vertical direction V and a lower half 149 along the vertical direction V. The upper half 148 and the lower half 149 are separated by a first midpoint reference line 150 extending from the center line 116 of the inlet fan of the boundary layer 100 to halfway the first inlet portion 142 102 based on a total degree interval in the circumferential direction C around axis 116 of the boundary layer inlet fan. Similarly, the second input portion 144 also defines an upper half 148 along the vertical direction V and a lower half 149 along the direction

Petição 870190012443, de 06/02/2019, pág. 26/49Petition 870190012443, of 02/06/2019, p. 26/49

19/24 vertical V, as metades superior e inferior 148, 149 da segunda porção 144 de entrada 102 separadas por uma segunda linha de referência de ponto médio 152 (posicionado deforma semelhante a metade do caminho da segunda porção 144 com base em um intervalo de graus total da segunda porção 144 de entrada 102).Para a realização ilustrada, a metade inferior 149 da primeira porção 142 de entrada 102 define uma metade inferior da área de entrada, a metade superior 148 da primeira porção 142 de entrada 102 define uma metade superior da área de entrada. A metade inferior da área de entrada da primeira porção 142 da entrada 102, é maior do que a metade superior da área de entrada da primeira porção 142 de entrada 102. Notavelmente, as áreas de entrada da metade superior e inferior são definidas em um plano perpendicular à linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100 na entrada 102 (isto é, o plano mostrado na Figura 6).19/24 vertical V, the upper and lower halves 148, 149 of the second entry portion 144 102 separated by a second midpoint reference line 152 (positioned similarly halfway to the second portion 144 based on an interval of total degrees of the second inlet portion 144 (102). For the illustrated embodiment, the lower half 149 of the first inlet portion 142 defines a lower half of the inlet area, the upper half 148 of the first inlet portion 142 defines a half top of the entrance area. The lower half of the entrance area of the first portion 142 of the entrance 102, is larger than the upper half of the entrance area of the first portion 142 of the entrance 102. Notably, the entrance areas of the upper and lower half are defined in a plane perpendicular to the center line 116 of the limit layer 100 intake fan at inlet 102 (i.e., the plane shown in Figure 6).

[069] Além disso, a aeronave 10 define um plano de referência 154 que se prolonga ao longo da direção vertical V e ao longo da linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100 (isto é, a vista ilustrada na Figura 4). A primeira porção 142 de entrada 102 e a segunda porção 144 de entrada 102 são, para uma realização ilustrada, simétricas em tomo do plano de referência 154. Consequentemente, será observado que a metade inferior 149 da segunda porção 144 de entrada 102 também define uma metade inferior da área de entrada (igual à metade inferior da área de entrada da primeira porção 142 de entrada 102), bem como uma metade da área de entrada superior (igual à metade da área de entrada superior da primeira porção 142 de entrada 102). Para a realização ilustrada, a metade inferior da área de entrada da segunda porção 144 de entrada 102 é maior do que a metade superior da área de entrada da segunda porção 144 de entrada 102.[069] In addition, aircraft 10 defines a reference plane 154 that extends along the vertical direction V and along the center line 116 of the limit layer 100 intake fan (i.e., the view shown in Figure 4) . The first input portion 142 and the second input portion 144 are, for an illustrated embodiment, symmetrical about the reference plane 154. Consequently, it will be seen that the lower half 149 of the second input portion 144 also defines a lower half of the entrance area (equal to the lower half of the entrance area of the first portion 142 of entrance 102), as well as a half of the upper entrance area (equal to half of the upper entrance area of the first portion 142 of entrance 102) . For the illustrated embodiment, the lower half of the entrance area of the second entrance portion 144 is larger than the upper half of the entrance area of the second portion 144 of entrance 102.

[070] Será observado que a inclusão de uma área de entrada maior, próxima do lado inferior 130 da fuselagem 20, pode permitir a ingestão de[070] It will be noted that the inclusion of a larger entrance area, close to the bottom side 130 of the fuselage 20, may allow the intake of

Petição 870190012443, de 06/02/2019, pág. 27/49Petition 870190012443, of 02/06/2019, p. 27/49

20/24 fluxo de movimento de momento relativamente mais baixo sobre a fuselagem 20, que pode aumentar a eficiência do ventilador de ingestão da camada limite 100, bem como a longevidade do ventilador de ingestão da camada limite 100.20/24 relatively lower momentum flow over the fuselage 20, which can increase the efficiency of the limit layer 100 intake fan, as well as the longevity of the limit layer 100 intake fan.

[071] Notavelmente, no entanto, em outras realizações, a fuselagem 20 pode ter qualquer outra configuração adequada. Por exemplo, com referência agora às Figuras 7 e 8, são proporcionadas uma vista lateral e uma vista em corte transversal de uma fuselagem 20 que inclui um ventilador de entrada de camada limite 100 posicionado no mesmo, de acordo com outra realização exemplificativa da presente revelação. Mais particularmente, a Figura 7 proporciona uma vista lateral e em primeiro plano de uma extremidade traseira 16 da aeronave 10 e a Figura 8 proporciona uma vista em corte transversal da fuselagem 20, obtida ao longo da Linha 8-8 na Figura 7. A fuselagem exemplificativa 20 e o ventilador de ingestão da camada limite 100 podem ser configurados substancialmente da mesma maneira que o ventilador de ingestão da camada limite 100 da fuselagem exemplificativa 20, descrito acima com referência às Figuras 1 a 6.[071] Notably, however, in other embodiments, the fuselage 20 can have any other suitable configuration. For example, with reference now to Figures 7 and 8, a side view and a cross-sectional view of a fuselage 20 are provided that includes a boundary layer inlet fan 100 positioned thereon, according to another exemplary embodiment of the present disclosure. . More particularly, Figure 7 provides a side and foreground view of a rear end 16 of the aircraft 10 and Figure 8 provides a cross-sectional view of the fuselage 20, taken along Line 8-8 in Figure 7. The fuselage Example 20 and the limit layer 100 intake fan can be configured in substantially the same way as the limit layer 100 intake fan of the exemplary fuselage 20, described above with reference to Figures 1 to 6.

[072] Por exemplo, a fuselagem exemplificativa 20 geralmente define uma entrada 102 e um escapamento 104, bem como uma passagem de fluxo de ar 114 que se prolonga entre os mesmos. O ventilador de ingestão da camada limite 100 geralmente inclui uma pluralidade de pás de ventilador 120 pelo menos parcialmente dentro dessa passagem de fluxo de ar 114 e rotatório em tomo de uma linha central 116.[072] For example, the exemplary fuselage 20 generally defines an inlet 102 and an exhaust 104, as well as an airflow passage 114 that extends between them. The inlet fan of the boundary layer 100 generally includes a plurality of fan blades 120 at least partially within that airflow passage 114 and rotating about a central line 116.

[073] Além disso, a entrada 102 inclui geralmente uma primeira porção 142 em um lado esquerdo 24 da aeronave 10 e uma segunda porção 144 em um lado direito 26 da aeronave 10. A primeira porção 142 de entrada 102 prolonga-se continuamente durante pelo menos cerca de noventa (90) graus em torno da linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100 e a segunda porção 144 de entrada 102 estende-se substancialmente[073] In addition, entry 102 generally includes a first portion 142 on a left side 24 of aircraft 10 and a second portion 144 on a right side 26 of aircraft 10. The first portion 142 of entrance 102 extends continuously for at least minus about ninety (90) degrees around the center line 116 of the limit layer 100 intake fan and the second inlet portion 144 extends substantially

Petição 870190012443, de 06/02/2019, pág. 28/49Petition 870190012443, of 02/06/2019, p. 28/49

21/24 continuamente durante pelo menos cerca de noventa (90) graus, a partir da linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100. Além disso, a primeira e a segunda porções 142, 144 definem cada uma, formatos não uniformes ao longo da direção circunferencial C e incluem uma metade inferior 149 que tem uma maior área de entrada do que a metade superior 148 (consultar descrição acima com referência à Figura 6 para a definição da metade superior 148 e a metade inferior 149).21/24 continuously for at least about ninety (90) degrees, from the center line 116 of the limit layer 100 intake fan. In addition, the first and second portions 142, 144 each define, non-uniform shapes over the along the circumferential direction C and include a lower half 149 which has a larger entry area than the upper half 148 (see description above with reference to Figure 6 for definition of the upper half 148 and the lower half 149).

[074] Notavelmente, no entanto, para a realização das Figuras 7 e 8, a entrada 102 estende-se cumulativamente a menos de 360 graus em tomo da linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100. Por exemplo, para a realização ilustrada, a entrada 102 estende-se cumulativamente menos do que cerca de trezentos e quarenta (340) graus, tal como menos de cerca de trezentos e dez (310) graus, tal como menos do que cerca de duzentos e oitenta (280) graus ao redor da linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100. Adicionalmente, para a realização exemplificativa das Figuras 7 e 8, a fuselagem 20 não define um formato de corte transversal substancialmente circular na entrada 102 (ao contrário da realização de, por exemplo, a Figura 6, acima) e em vez disso, define uma metade inferior que tem uma área transversal maior do que uma metade superior. Esse formato alargado da fuselagem 20 pode ainda permitir uma maior ingestão de fluxo de ar da camada limite de momento relativamente baixo, sobre um lado inferior 130 da fuselagem 20.[074] Notably, however, for the realization of Figures 7 and 8, the inlet 102 extends cumulatively less than 360 degrees around the center line 116 of the limit layer 100 intake fan. For example, for the realization illustrated, entry 102 extends cumulatively less than about three hundred and forty (340) degrees, such as less than about three hundred and ten (310) degrees, as well as less than about two hundred and eighty (280) degrees around the center line 116 of the limit layer 100 intake fan. Additionally, for the exemplary embodiment of Figures 7 and 8, the fuselage 20 does not define a substantially circular cross-sectional shape at the entrance 102 (as opposed to, for example, example, Figure 6, above) and instead defines a lower half that has a greater cross-sectional area than an upper half. This enlarged shape of the fuselage 20 may further allow a greater intake of air flow from the relatively low moment boundary layer, on a lower side 130 of the fuselage 20.

[075] Além disso, será observado que em ainda outras realizações, a entrada 102 definida pela fuselagem 20 pode ter qualquer outro formato adequado. Por exemplo, com referência agora às Figuras 9 e 10, é proporcionada uma fuselagem 20 que tem um ventilador de ingestão da camada limite 100 posicionado no mesmo, de acordo com outra realização exemplificativa da presente revelação. A Figura 9 proporciona uma vista lateral, em corte transversal em primeiro plano, de uma extremidade traseira 16 da[075] In addition, it will be noted that in still other embodiments, the entrance 102 defined by the fuselage 20 can have any other suitable format. For example, with reference now to Figures 9 and 10, a fuselage 20 is provided which has a limit layer 100 intake fan positioned therein, according to another exemplary embodiment of the present disclosure. Figure 9 provides a side view, in cross-section in the foreground, of a rear end 16 of the

Petição 870190012443, de 06/02/2019, pág. 29/49Petition 870190012443, of 02/06/2019, p. 29/49

22/24 aeronave 10 com o ventilador de ingestão da camada limite 100 posicionado no mesmo e a Figura 10 proporciona uma vista em corte transversal de uma entrada 102 definida pela fuselagem 20, obtida ao longo da Linha 10-10 da Figura 9.22/24 aircraft 10 with the limit layer 100 intake fan positioned therein and Figure 10 provides a cross-sectional view of an entrance 102 defined by fuselage 20, taken along Line 10-10 of Figure 9.

[076] A aeronave 10 e a fuselagem 20 das Figuras 9 e 10 podem ser configurados de um modo semelhante ao da aeronave exemplificativa 10 e fuselagem 20 descrita acima com referência às Figuras 1 a 6. Por exemplo, a fuselagem exemplificativa 20 define geralmente uma entrada 102 e um escapamento 104, com uma passagem de fluxo de ar 114 definido entre os mesmos. Adicionalmente, o ventilador de ingestão da camada limite 100 geralmente inclui uma pluralidade de pás de ventilador 120 posicionadas dentro da passagem de fluxo de ar 114 e rotatória em torno de uma linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limitei 00.[076] Aircraft 10 and fuselage 20 of Figures 9 and 10 can be configured in a similar manner to that of the exemplary aircraft 10 and fuselage 20 described above with reference to Figures 1 to 6. For example, the exemplary fuselage 20 generally defines a inlet 102 and an exhaust 104, with an air flow passage 114 defined between them. In addition, the inlet fan of the boundary layer 100 generally includes a plurality of fan blades 120 positioned within the airflow passage 114 and rotatable around a center line 116 of the inlet fan of the boundary layer 00.

[077] Entretanto, para a realização das Figuras 9 e 10, uma seção traseira 110 da fuselagem 20 está conectada a uma seção principal 108 da fuselagem 20 substancialmente completamente por um membro de conexão superior 146. Isso pode permitir uma entrada mais contínua 102 em tomo de um lado inferior 130 da fuselagem 20. Mais especificamente, com referência particularmente à Figura 10, será observado que a entrada 102 definida pelo menos parcialmente no lado inferior 130 da fuselagem 20 e que a entrada 102 se estende substancialmente continuamente durante pelo menos cerca de noventa (90) graus em torno da linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100, através do lado inferior 130 da fuselagem 20. Mais especificamente, para a realização ilustrada, a entrada 102 prolonga-se substancialmente continuamente durante pelo menos cerca de cento e oitenta (180) graus em tomo da linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100, através do lado inferior 130 da fuselagem 20. Dessa maneira, será observado que a entrada 102 inclui uma seção inferior substancialmente contínua que se estende em tomo de pelo menos os noventa (90) graus[077] However, for the realization of Figures 9 and 10, a rear section 110 of the fuselage 20 is connected to a main section 108 of the fuselage 20 substantially completely by an upper connection member 146. This may allow a more continuous entry 102 in I take a lower side 130 of the fuselage 20. More specifically, with particular reference to Figure 10, it will be seen that the inlet 102 defined at least partially in the lower side 130 of the fuselage 20 and that the inlet 102 extends substantially continuously for at least about ninety (90) degrees around the center line 116 of the limit layer 100 intake fan, through the bottom side 130 of the fuselage 20. More specifically, for the illustrated embodiment, the inlet 102 extends substantially continuously for at least about one hundred and eighty (180) degrees around the central line 116 of the limit layer 100 intake fan, through the lower side top 130 of the fuselage 20. In this way, it will be noted that the entrance 102 includes a substantially continuous lower section that extends around at least ninety (90) degrees

Petição 870190012443, de 06/02/2019, pág. 30/49Petition 870190012443, of 02/06/2019, p. 30/49

23/24 inferiores da linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100 e mais especificamente, estendendo-se em tomo de pelo menos os cento e oitenta (180) graus da linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100. Além disso, como com as realizações descritas acima, a aeronave 10 define um plano de referência 154 que se estende ao longo da direção vertical V e ao longo da linha central 116 de ventilador de ingestão da camada limite 100 e a entrada 102 inclui uma seção direita 156 e uma seção esquerda 158. Para a realização mostrada, a seção direita 156 e a seção esquerda 158 da entrada 102 são simétricas em relação ao plano de referência 154.Lower 23/24 of the center line 116 of the limit layer 100 intake fan and more specifically, extending around at least one hundred and eighty (180) degrees from the center line 116 of the limit layer 100 intake fan. In addition In addition, as with the achievements described above, the aircraft 10 defines a reference plane 154 that extends along the vertical direction V and along the center line 116 inlet fan 100 of the boundary layer 100 and the inlet 102 includes a right section 156 and a left section 158. For the shown embodiment, the right section 156 and the left section 158 of entry 102 are symmetrical with respect to the reference plane 154.

[078] Além disso, ainda, será observado que em ainda outras realizações, a entrada 102 definida pela fuselagem 20 pode ter qualquer outro formato adequado. Por exemplo, com referência agora à Figura 11, é proporcionada uma fuselagem 20 que tem um ventilador de ingestão da camada limite 100 posicionado no mesmo, de acordo com outra realização exemplificativa da presente revelação. A Figura 11 proporciona uma vista lateral em corte transversal em primeiro plano, de uma extremidade traseira 16 da aeronave 10 com o ventilador de ingestão da camada limite 100 posicionado no mesmo. A aeronave 10 e a fuselagem 20 da Figura 11 podem ser configuradas de um modo semelhante ao da aeronave exemplificativa 10 e a fuselagem 20 descrita acima com referência às Figuras 9 e 10. Por exemplo, a fuselagem exemplificativa 20 define geralmente uma entrada 102 e um escapamento 104, com uma passagem de fluxo de ar 114 definido entre os mesmos. Adicionalmente, o ventilador de ingestão da camada limite 100 geralmente inclui uma pluralidade de pás de ventilador 120 posicionadas dentro da passagem de fluxo de ar 114 e rotatórias em tomo de uma linha central 116 do ventilador de ingestão da camada limite 100. Além disso, a fuselagem inclui uma seção traseira 110 e uma seção principal 108.[078] Furthermore, it will also be noted that in still other embodiments, the entrance 102 defined by the fuselage 20 can have any other suitable format. For example, with reference now to Figure 11, a fuselage 20 is provided which has an inlet fan of the boundary layer 100 positioned thereon, according to another exemplary embodiment of the present disclosure. Figure 11 provides a side view in cross-section in the foreground, of a rear end 16 of the aircraft 10 with the intake fan of the boundary layer 100 positioned thereon. The aircraft 10 and the fuselage 20 of Figure 11 can be configured in a similar way to that of the exemplary aircraft 10 and the fuselage 20 described above with reference to Figures 9 and 10. For example, the exemplary fuselage 20 generally defines an entry 102 and a exhaust 104, with an air flow passage 114 defined between them. In addition, the boundary layer 100 intake fan generally includes a plurality of fan blades 120 positioned within the airflow passage 114 and rotating around a center line 116 of the boundary layer 100 intake fan. fuselage includes a rear section 110 and a main section 108.

[079] Contudo, para a realização ilustrada, a seção traseira 110 da[079] However, for the illustrated embodiment, the rear section 110 of the

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24/24 fuselagem 20 é conectada à seção principal 108 da fuselagem 20 substancialmente completamente por um estabilizador da aeronave 10 e mais especificamente por um estabilizador vertical 32 da aeronave 10. Isso pode, semelhante à realização das Figuras 9 e 10, permitir uma entrada mais contínua 102 em tomo de um lado inferior 130 da fuselagem 20.24/24 fuselage 20 is connected to main section 108 of fuselage 20 substantially completely by an aircraft stabilizer 10 and more specifically by a vertical stabilizer 32 of aircraft 10. This may, similar to the realization of Figures 9 and 10, allow for more entry 102 around a lower side 130 of the fuselage 20.

[080] Será observado que a inclusão de uma aeronave que tem uma fuselagem que define uma entrada a montante de um ventilador de ingestão da camada limite, de acordo com uma ou mais das realizações exemplificativas descritas no presente documento, podem permitir a inclusão do ventilador de ingestão da camada limite, sem afetar negativamente o ângulo de decolagem da aeronave. Além disso, a inclusão de uma fuselagem de acordo com uma ou mais realizações exemplificativas descritas no presente documento, pode garantir que uma entrada definida pela fuselagem seja capaz de capturar a quantidade desejada de fluxo de movimento relativamente baixo sobre um lado inferior da fuselagem.[080] It will be noted that the inclusion of an aircraft that has a fuselage that defines an inlet upstream of an intake fan from the boundary layer, according to one or more of the exemplary achievements described in this document, may allow the inclusion of the fan ingestion of the boundary layer, without negatively affecting the aircraft's take-off angle. In addition, the inclusion of a fuselage in accordance with one or more exemplary embodiments described in this document, can ensure that an entrance defined by the fuselage is capable of capturing the desired amount of relatively low movement flow over a underside of the fuselage.

[081] Esta descrição escrita, utiliza exemplos para revelar a invenção, que inclui a modalidade preferencial e também para permitir que qualquer pessoa versada na técnica pratique a invenção, que inclui a criação e utilização de quaisquer dispositivos ou sistemas e a realização de quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da invenção é definido pelas reivindicações e pode incluir outros exemplos que ocorram às pessoas versadas na técnica. Esses outros exemplos pretendem estar dentro do escopo das reivindicações, se incluem elementos estruturais que não diferem da linguagem literal das reivindicações ou se incluem elementos estruturais equivalentes com diferenças insubstanciais das línguas literais das reivindicações.[081] This written description uses examples to reveal the invention, which includes the preferred modality and also to allow anyone skilled in the art to practice the invention, which includes creating and using any devices or systems and performing any methods incorporated. The patentable scope of the invention is defined by the claims and may include other examples that occur to persons skilled in the art. These other examples are intended to be within the scope of the claims, whether they include structural elements that do not differ from the literal language of the claims, or whether they include equivalent structural elements with insubstantial differences from the literal languages of the claims.

Claims

1. AIRCRAFT DEFINING A LONGITUDINAL DIRECTION AND A VERTICAL DIRECTION, the aircraft being characterized by the fact that it comprises:

an inlet fan of the boundary layer defining a central line and comprising a plurality of rotating fan blades around the central line; and a fuselage that extends between a front end and a rear end along the longitudinal direction, where the intake fan of the boundary layer, positioned inside the fuselage at the rear end of the fuselage, the fuselage defining an entrance upstream of the limit layer intake fan extending at least 180 degrees around the center line of the limit layer intake fan, where the fuselage further defines an exhaust downstream of the limit layer intake fan.

2. AIRCRAFT, according to claim 1, characterized by the fact that the aircraft defines a right side and a left side and in which the entrance includes a first portion on the right side and a second portion on the left side.

3. AIRCRAFT, according to claim 2, characterized by the fact that the first intake portion extends continuously by at least 90 degrees around the center line of the limit layer intake fan and in which the second intake portion, it also extends continuously for at least 90 degrees around the center line of the limit layer intake fan.

4. AIRCRAFT, according to claim 2, characterized by the fact that the intake fan of the boundary layer defines a circumferential direction that extends along the central line and in which the first

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2/5 input portion defines a non-uniform shape along the circumferential direction and the second input portion also defines a non-uniform shape along the circumferential direction.

5. AIRCRAFT, according to claim 4, characterized by the fact that the first entrance portion, defines an upper half along the vertical direction and a lower half along the vertical direction, in which the lower half of the first portion of The entrance defines a lower half of the entrance area, where the upper half of the first entrance portion defines an upper half of the entrance area and where the lower half of the entrance area is greater than the upper half of the entrance area.

6. AIRCRAFT, according to claim 2, characterized by the fact that the aircraft defines a reference plane, which extends along the vertical direction and the central line of the intake fan of the boundary layer and in which the first portion of Inlet and second inlet portion are symmetrical with respect to the reference plane.

7. AIRCRAFT, according to claim 1, characterized by the fact that the fuselage defines a lower side, in which the entrance is defined at least partially in the lower side of the fuselage, in which the entrance extends continuously through the lower side of the fuselage for at least 90 degrees around the center line of the boundary layer intake fan.

8. AIRCRAFT, according to claim 7, characterized by the fact that the inlet extends continuously through the underside of the fuselage by at least 180 degrees around the center line of the limit layer intake fan.

9. AIRCRAFT, according to claim 7, characterized by the fact that the aircraft defines a reference plane that extends along the vertical direction and the center line of the layer intake fan

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3/5 limit, where the input defines a right section and a left section and where the right section and the left section are symmetrical in relation to the reference plane.

10. AIRCRAFT, according to claim 1, characterized by the fact that the fuselage defines an air flow passage that extends between the inlet and the exhaust, in which the plurality of fan blades of the limit layer intake fan , is positioned at least partially within the airflow passage.

11. AIRCRAFT, according to claim 10, characterized by the fact that the air flow passage defines a length along the longitudinal direction, in which the limit layer intake fan defines a fan diameter and in which the length the airflow passage is larger than the fan diameter and up to 15 times the fan diameter.

12. AIRCRAFT, according to claim 11, characterized by the fact that the length of the airflow duct is at least 1.5 times the diameter of the fan.

13. AIRCRAFT, according to claim 1, characterized by the fact that a portion of the bottom side of the fuselage in front of the entrance defines a front reference line, in which a portion of the bottom side of the fuselage behind the entrance defines a line of reference. rear reference line and where the rear reference line is aligned with the front reference line.

14. AIRCRAFT, according to claim 1, characterized by the fact that the aircraft also comprises:

a stabilizer coupled to, and extending from the fuselage, the stabilizer defining a point further ahead and at which the limit layer intake fan is positioned inside the fuselage at a location behind the point further ahead of the stabilizer.

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4/5

15. AIRCRAFT, according to claim 1, characterized by the fact that the intake fan of the limit layer is an electric fan.

16. AIRCRAFT DEFINING A LONGITUDINAL DIRECTION AND A VERTICAL DIRECTION, the aircraft being characterized by the fact that it comprises:

an inlet fan of the boundary layer defining a central line and comprising a plurality of rotating fan blades around the central line; and a fuselage that extends between a front end and a rear end along the longitudinal direction, in which the limit layer intake fan is positioned inside the fuselage at the rear end of the fuselage, the fuselage defining an upstream entrance of the boundary layer intake fan, an exhaust downstream of the boundary layer intake fan and a lower side along the vertical direction, where a portion of the lower side of the fuselage in front of the inlet defines a front reference line that a portion of the underside of the fuselage behind the entrance defines a rear reference line and in which the rear reference line is aligned with the front reference line.

17. AIRCRAFT, according to claim 16, characterized by the fact that the inlet extends at least 180 degrees around the center line of the limit layer intake fan.

18. AIRCRAFT, according to claim 17, characterized by the fact that the aircraft defines a right side and a left side and in which the entrance includes a first portion on the right side and a second portion on the left side.

19. AIRCRAFT, according to claim 18,

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5/5 characterized by the fact that the first inlet portion extends continuously for at least 90 degrees around the center line of the intake fan of the boundary layer and in which the second inlet portion also extends continuously for at least 90 degrees around the center line of the boundary layer intake fan.

20. AIRCRAFT, according to claim 16, characterized by the fact that the entrance is defined at least partially on the underside of the fuselage, in which the entrance extends continuously through the underside of the fuselage for at least 90 degrees around the centerline of the boundary layer intake fan.