BRPI0617999A2 - aeronave de impacto ambiental reduzido - Google Patents
aeronave de impacto ambiental reduzido Download PDFInfo
- Publication number
- BRPI0617999A2 BRPI0617999A2 BRPI0617999-1A BRPI0617999A BRPI0617999A2 BR PI0617999 A2 BRPI0617999 A2 BR PI0617999A2 BR PI0617999 A BRPI0617999 A BR PI0617999A BR PI0617999 A2 BRPI0617999 A2 BR PI0617999A2
- Authority
- BR
- Brazil
- Prior art keywords
- aircraft
- cell
- propeller
- engine
- aircraft according
- Prior art date
Links
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 title claims description 5
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 claims abstract description 10
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 6
- 238000003912 environmental pollution Methods 0.000 description 3
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 2
- 239000004568 cement Substances 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type
- B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type within, or attached to, fuselages
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Wind Motors (AREA)
- Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Cookers (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)
- Disintegrating Or Milling (AREA)
Abstract
AERONAVE DE IMPACTO AMBIENTAL REDUZIDO A presente invenção descreve uma aeronave de impacto ambiental reduzido. De acordo com a presente invenção, tal aeronave compreende pelo menos um motor (7) tendo pelo menos uma hélice (9, 10) colocada nas costas e na parte de trás de uma aeronave, tendo suas hélices arranjadas alinhadas com a porção traseira (2R) da célula, que forma uma barreira defletora de ruído.
Description
"AERONAVE DE IMPACTO AMBIENTAL REDUZIDO"
A presente invenção se relaciona a uma aeronave deimpacto ambiental reduzido.
É sabido que sistemas de propulsão a hélice, por exemploum turbo-hélice tendo uma única hélice ou turbo-hélicecom um par de hélices que giram em sentido contrário,apresentam uma eficiência energética melhor que motoresde turbina.
No entanto, a maior parte das aeronaves emprega motoresde turbina que consomem muito combustível e são fontes depoluição ambiental, porque emitem para a atmosfera.Assim, com respeito a poupar energia e reduzir poluiçãoambiental, seria vantajoso que as aeronaves fossemequipadas com sistemas de propulsão a hélice ao invés demotores de turbina.
No entanto, em operação, os sistemas de propulsão ahélice são ainda mais ruidosos que motores de turbina,que significa que sua vantagem em termos de economia decombustível e poluição ambiental, muito apreciada nestesmotores, é contraposta pela desvantagem da poluiçãosonora. A poluição sonora produzida por este motoresé inaceitável e difícil de reconciliar com a legislaçãocorrente.
Adicionalmente, a aeronave compreende:
- pelo menos um motor de turbina montado nas costas ena parte de trás da aeronave; e
uma célula, cuja parte traseira compreende umaempenagem horizontal, e duas empenagens verticaisdispostas nas extremidades da citada empenagemhorizontal, a citada parte traseira da célula formandouma barreira ao ruído gerado para baixo pela citadaturbina,
como já bem sabido, por exemplo, pela GB-I.397.060.
Com certeza, neste leiout, o eixo geométrico do citadomotor de turbina é paralelo ao eixo geométricolongitudinal da aeronave, o que significa que o ruídogerado pelo citado motor, e como sabido, emitido parafrente e para trás do mesmo, se difunde para frente epara trás da citada aeronave, sendo que somente uma partedeste ruído que se dirige para baixo é isolada pelacitada superfície do anteparo na parte traseira dacélula, provido que a citada empenagem horizontal sejadisposta na parte traseira da saída da nacela do citadomotor de turbina. A eficiência global da barreira formadapela parte traseira da célula, por conseguinte, nãoresulta otimizada.
O objetivo da presente invenção é uma aeronave, na qualo consumo de combustível se aproxime daquele de umaaeronave a hélice comparável, mas que a emissão de ruídopara baixo seja no máximo igual àquela de uma aeronavecom motor(es) de turbina.
Com este propósito, de acordo com a presente invenção,a aeronave de impacto ambiental reduzido tem um eixogeométrico longitudinal e compreende:
- pelo menos um motor montado nas costas na parte detrás da aeronave, tendo seu eixo geométrico pelo menossubstancialmente paralelo ao citado eixo geométricolongitudinal da aeronave; e
- uma célula, cuja parte traseira compreende umaempenagem horizontal, e duas empenagens verticaisdispostas nas extremidades da citada empenagemhorizontal, a citada parte traseira da célula formandouma barreira pelo menos para o ruído gerado para baixopelo citado motor.
Ademais, tal aeronave é caracterizada pelo fato de:
- o citado motor ser de um tipo que compreende pelomenos uma hélice;
- a citada hélice sendo disposta verticalmente ealinhada com a citada parte traseira da célula que formauma barreira a ruído.
Na verdade, e surpreendentemente, a companhia, quedepositou esta patente, descobriu que se no leiout deaeronave referido nesta e descrito na GB-1.3970.68o motor de turbina for substituído por um sistemaa hélice, então, desde que provida a citada superfície deanteparo abaixo da(s) hélice(s) (na GB-1.397.068 , estasuperfície fica muito atrás da saída da turbina), seprovê uma excelente atenuação para o ruído produzido pelocitado sistema de propulsão, qual atenuação sendo tal queo ruído emitido pelo sistema turbo-hélice, emboraintrinsecamente mais intenso que de um motor de turbina,resulta mais isolado pela citada parte traseira dacélula, e por conseguinte muito menos intenso nasproximidades da citada aeronave.
Uma razão para este excelente resultado pode ser o fatode o ruído produzido por hélices ser altamentedirecional, e o ruído máximo ser percebido próximo doplano da hélice e se reduzir grandemente a medida que seafasta deste plano. Assim, em uma configuração vantajosa,a citada parte traseira da célula é dimensionada paraatuar como barreira por cada lado do plano da hélice,para aquela parte de ruído que tem uma intensidadeacústica maior que de uma pré-determinada fração daintensidade máxima produzida pelo citado motor. Porexemplo, a intensidade acústica isolada pela citada partetraseira da célula, em cada lado do citado plano é cercade -5 dB em relação à citada intensidade máxima.Preferivelmente, a(s) citada(s) hélice(s) disposta(s)atrás do citado motor é/são capaz(es) de exercer um certoempuxo sobre a citada aeronave. Assim, a(s) hélice(s)é/ são localizada (s) em uma parte da fuselagem tendo umaseção transversal menor, provendo mais espaço para suainstalação. Ademais, a(s) hélice(s) é/ são distanciada(s)da cabine de passageiros, proporcionando mais confortoaos passageiros.
Ademais, para reduzir, tanto quanto possível, o consumode combustível, preferivelmente a(s) citada(s) hélice(s)não tem/têm qualquer carenagem periférica.Ademais, é vantajoso que o citado motor compreenda duashélices que girem em sentidos opostos, porque, nestecaso, o diâmetro da citada hélice é menor, facilitandoa montagem do citado motor à aeronave.
Para evitar interações aerodinâmicas e/ou vibratórias,particularmente acústica, entre as hélices e a partetraseira da célula, seria vantajoso que a menor distância entre a extremidade da hélice e a citada parte traseirade célula fosse pelo menos 10% do diâmetro da citadahélice.
Com certeza, a aeronave, de acordo com a invenção,pode ser uma aeronave tendo um único motor e tendo apenas um motor a hélice montado em sua parte traseira, comodescrito acima. No entanto, em adição a um único motor,a aeronave também pode compreender pelo menos doismotores de turbina dispostos simetricamente nas asas dacitada aeronave. Qual arranjo é vantajoso pelo fato dea montagem de motor(es) a hélice na traseira da aeronave,que não consomem muito combustível, e ademais nãoresultam muito ruidosos, em virtude de o ruído produzidopor estes motores ser isolado pela barreira provida pelainvenção, permitindo que a potência (e por conseguinte,ruído e consumo de combustível) dos motores de turbinanas asas possa ser reduzida.
No entanto, em uma configuração preferida, para aaeronave se provêem dois motores a hélice, dispostos umao lado do outro com eixos paralelos. Neste caso, também se provê um espaço de pelo menos 60 cmentre as extremidades das hélices, para evitar qualquerinteração aerodinâmica e acústica entre os motores(e permitir que um mecânico se coloque entre as hélices) .As figuras dos desenhos anexos pretendem facilitar o entendimento de como a invenção pode ser configurada.
Nas figuras, deve ser notado que referências idênticas sereferem a elementos similares, nos quais:
As figuras 1, 2, 3 esquematicamente ilustram umaconfiguração preferida de uma aeronave de acordo com a presente invenção, em vista lateral, frontal, e de topo,respectivamente;
A figura 4 é uma vista lateral esquemática, em escalaampliada, da parte de trás da aeronave das figuras 1 a 3;A figura 5 é uma vista de topo esquemática correspondenteà figura 4; e
As figuras 6, 7, 8 esquematicamente ilustram outraconfiguração da invenção em vista lateral, frontal, ede topo, respectivamente.
A aeronave comercial 1, de acordo com a presente invençãoe representada esquematicamente nas figuras 1 a 3, tem umeixo geométrico longitudinal X-X e compreende a célula 2que consiste de uma fuselagem 3, asas 4 de uma empenagemhorizontal 5, e duas empenagens verticais 6. As asas nãosuportam qualquer motor, e as empenagens verticais 6 sãodispostas nas extremidades da empenagem horizontal 5.Na parte de trás da aeronave são montados dois motoresa hélice 7 tendo seus eixos geométricos L-L paralelosao eixo geométrico longitudinal X-X. Os motores 7 sendosuportados por pilares 8 (ver as figuras 4 e 5) edispostos lado a lado. Na extremidade traseira, cadamotor tem duas hélices não-carenadas com diâmetro Dque giram em sentidos opostos. As duas hélices 9, de umlado, e as duas hélices 10, de outro lado, sendocolocadas a uma distância de 60 cm uma da outra. Ademais,a distância mais curta entre as extremidades das hélices9, 10, e a citada célula 3 é pelo menos 10% do citadodiâmetro D.
Com respeito à parte traseira 2R da célula 2 - qual partetraseira inclui a parte traseira 3R da fuselagem 3,a empenagem horizontal 5 e as empenagens verticais 6 -as hélices 9 e 10 dos motores 7 são dispostasverticalmente alinhadas com a citada empenagem horizontal5.
Em operação, cada uma das citadas hélices 9, 10 geraruído, cuja intensidade acústica tem seu valor máximopróximo de seu plano e diminui rapidamente a medida quese afasta deste plano ao longo do eixo L-L. Aqui, os doispares de hélices 9, 10 geram nos citados eixosgeométricos L-L um ruído total, cuja intensidade acústicamáxima se dá substancialmente na superfície plana 11, quepassa entre as hélices 9 e 10 de cada par, como dadonas figuras 4 e 5. Em quais figuras, também se representauma zona de ruído 12 definida por limite dianteiro 13 elimite traseiro 4 nos lados da superfície 11de intensidade acústica máxima, nos quais a intensidadeacústica é -5 dB, com respeito à citada intensidadeacústica máxima.
Por conseguinte, de acordo com a presente invenção,o leiout relativo das hélices 9, 10 da empenagemhorizontal 5 e das empenagens verticais 6, é feito de talmodo que, próximo dos citados motores 7, a citada zona deruído 12 é contida no canal formado pelas citadasempenagem horizontal 5 e empenagens verticais 6, comovisto claramente na figura 5, onde a linha 12t da zona 5foi traçada sobre a empenagem horizontal 5.Portanto, o ruído emitido pelos motores 7 é isolado parabaixo pela empenagem horizontal 5, e para o lado em partepelas empenagens verticais 6.
Em conseqüência, durante decolagem ou aterrisagem,o ruído emitido para baixo pelos motores 7 da aeronave 1resulta grandemente reduzido, pelo fato de ser isoladopelas empenagem horizontal 5 e empenagens verticais 6.Um avião comercial 21, de acordo com a presente invenção,é representado esquematicamente nas figuras 6 a 8, tambémtem um eixo geométrico longitudinal X-X e compreende umacélula 22, que consiste da fuselagem 23, das asas 24,de uma empenagem horizontal 25, e duas empenagensverticais 26. Cada uma das asas 24 suporta um motor deturbina 20, e as empenagens verticais 2 6 sendo dispostasnas extremidades da empenagem horizontal 5.
Montado centralmente na parte de trás da aeronave 21,é disposto um único motor 7 de duas hélices 9, 10, quegiram em sentidos opostos, cujo eixo geométrico L-L éparalelo ao eixo geométrico X-X, no mesmo plano vertical.Similarmente ao descrito com referência às figuras 1 a 5,o leiout das hélices 9, 10 e das empenagens 25, 26 é talque o ruído gerado para baixo pelas citadas hélices éisolado na citada aeronave 21 pela citada parte traseira22R da célula 22, a qual as citadas empenagens 25 e 26estão integradas.
Deve ser notado que em relação a uma aeronave tendo doismotores de turbina de desempenho similar, a aeronave 21pode usar motores de turbina 20 de menor potência (epor conseguinte menos ruidosos) por causa de contar como motor 7 na parte de trás da aeronave. Acima de tudo,a aeronave 21 resulta menos ruidosa e consume menoscombustível que uma aeronave de dois motores de turbina.
Claims (10)
1. Aeronave de impacto ambiental reduzido, tendo umeixo geométrico longitudinal (X-X) e compreendendo:pelo menos um motor (7) montado nas costas ena parte de trás da aeronave, tendo seu eixo geométrico(L-L) pelo menos substancialmente paralelo ao citado eixogeométrico longitudinal (X-X);uma célula (2, 22), cuja parte traseira (2R, 2R)compreende uma empenagem horizontal (5, 35), e duasempenagens verticais (6, 26) dispostas em cadaextremidade da citada empenagem horizontal, a citadaparte traseira da célula formando uma barreira pelo menospara o ruído gerado para baixo pelo citado motor,caracterizada pelo fato deo citado motor (7) ser de um tipo que compreendepelo menos uma hélice (9, 10); ea citada hélice (9, 10) ser disposta verticalmentealinhada com a citada parte traseira (2R, 22R) da célula(2, 22) que forma uma barreira ao ruído.
2. Aeronave, de acordo com a reivindicação 1,caracterizada pelo fato de a citada parte traseira(2R, 22R) da célula (2, 22) ser dimensionada para atuarcomo barreira, por cada lado do plano da hélice, paratoda aquela parte de ruído que tem uma intensidadeacústica maior que uma pré-determinada fração daintensidade máxima emitida pelo citado motor.
3. Aeronave, de acordo com a reivindicação 2,caracterizada pelo fato de a intensidade acústica isoladapela citada parte traseira (2R, 22R) da célula, em cadalado do plano de hélice, ser igual a pelo menos -5dBcom respeito à citada intensidade máxima.
4. Aeronave, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 3, caracterizada pelo fato de ascitadas hélices (9, 10) serem dispostas atrás do citadomotor (7), e capazes de exercer um certo empuxo à citadaaeronave.
5. Aeronave, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 4, caracterizada pelo fato de ascitadas hélices (9, 10) não terem uma carenagemperiférica.
6. Aeronave, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 5, caracterizada pelo fato dea distância mais curta (d) entre a extremidade dashélices (9, 10) e a citada parte traseira (2R, 22R) dacélula ser pelo menos 10% do diâmetro (D) da citadahélice.
7. Aeronave, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 6, caracterizada pelo fato de ocitado motor (7) ter duas hélices coaxiais que giram emsentidos opostos, ambas dispostas verticalmente alinhadascom a citada parte traseira da célula que forma abarreira contra ruído.
8. Aeronave, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 7, caracterizada pelo fato decompreender um único motor a hélice (7) montadonas costas na parte de trás da aeronave, e pelo menosdois motores de turbina (20) dispostos simetricamentenas asas (24) da citada aeronave (21).
9. Aeronave, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 7, caracterizada pelo fato decompreender dois motores com hélice(s) (7) montados nascostas e na parte de trás da aeronave e dispostosum ao lado do outro, com os eixos geométricos paralelos.
10. Aeronave, de acordo com a reivindicação 9,caracterizada pelo fato de a distância (e) entre asextremidades das hélices dos citados motores (7) serpelo menos 60 cm.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0511176 | 2005-11-03 | ||
| FR0511176A FR2892705B1 (fr) | 2005-11-03 | 2005-11-03 | Aeronef a impact environnemental reduit. |
| PCT/FR2006/002372 WO2007051914A1 (fr) | 2005-11-03 | 2006-10-23 | Aéronef à impact environnemental réduit. |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| BRPI0617999A2 true BRPI0617999A2 (pt) | 2011-08-16 |
Family
ID=36570590
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| BRPI0617999-1A BRPI0617999A2 (pt) | 2005-11-03 | 2006-10-23 | aeronave de impacto ambiental reduzido |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8313055B2 (pt) |
| EP (1) | EP1943144B1 (pt) |
| JP (1) | JP2009514724A (pt) |
| CN (1) | CN101300171B (pt) |
| AT (1) | ATE462645T1 (pt) |
| BR (1) | BRPI0617999A2 (pt) |
| CA (1) | CA2626201C (pt) |
| DE (1) | DE602006013338D1 (pt) |
| FR (1) | FR2892705B1 (pt) |
| RU (1) | RU2384479C2 (pt) |
| WO (1) | WO2007051914A1 (pt) |
Families Citing this family (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7900865B2 (en) * | 2006-12-19 | 2011-03-08 | The Boeing Company | Airplane configuration |
| FR2938504B1 (fr) | 2008-11-14 | 2010-12-10 | Snecma | Entree d'air d'un moteur d'avion a helices propulsives non carenees |
| FR2942513B1 (fr) * | 2009-02-20 | 2011-05-27 | Airbus France | Aube pour recepteur de turbomachine, comprenant une partie pale integrant un fusible mecanique |
| DE102009010524A1 (de) | 2009-02-25 | 2010-09-02 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Turbopropantrieb mit Druckpropeller |
| FR2943039B1 (fr) * | 2009-03-12 | 2012-09-28 | Airbus France | Avion a empennage queue-de-morue et moteur arriere. |
| FR2964362B1 (fr) * | 2010-09-03 | 2013-06-28 | Airbus Operations Sas | Avion a turbopropulseurs et empennage en croix. |
| US8393567B2 (en) | 2010-11-15 | 2013-03-12 | The Boeing Company | Method and apparatus for reducing aircraft noise |
| FR2971993B1 (fr) * | 2011-02-25 | 2013-12-27 | Airbus Operations Sas | Aeronef a impact environnemental reduit |
| ES2560896T3 (es) * | 2011-12-28 | 2016-02-23 | Airbus Operations S.L. | Parte trasera del fuselaje con un escudo para una aeronave con motores montados en el fuselaje y método para la determinación del área del escudo |
| US9845159B2 (en) * | 2013-03-07 | 2017-12-19 | United Technologies Corporation | Conjoined reverse core flow engine arrangement |
| USD735633S1 (en) * | 2013-06-14 | 2015-08-04 | Airbus Sas | Aircraft |
| US9701395B2 (en) | 2014-01-06 | 2017-07-11 | United Technologies Corporation | Contra-rotating open rotor distributed propulsion system |
| FR3030446B1 (fr) * | 2014-12-17 | 2018-06-01 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine a helice multi-diametres |
| FR3043984B1 (fr) * | 2015-11-25 | 2017-12-22 | Snecma | Avion propulse par une turbomachine muni d'un ecran acoustique |
| USD797641S1 (en) * | 2016-01-19 | 2017-09-19 | Darold B Cummings | Aircraft with slotted inboard wings |
| FR3050721B1 (fr) * | 2016-04-28 | 2018-04-13 | Airbus Operations | Ensemble moteur pour aeronef comprenant un bord d'attaque de mat integre a une rangee annulaire d'aubes directrices de sortie non carenees |
| FR3052743B1 (fr) * | 2016-06-20 | 2018-07-06 | Airbus Operations | Ensemble pour aeronef comprenant des moteurs a propulsion par ingestion de la couche limite |
| USD809993S1 (en) * | 2016-12-22 | 2018-02-13 | Toshikazu Tsukii | Jet airplane |
| US11111029B2 (en) * | 2017-07-28 | 2021-09-07 | The Boeing Company | System and method for operating a boundary layer ingestion fan |
| US10906657B2 (en) * | 2018-06-19 | 2021-02-02 | Raytheon Technologies Corporation | Aircraft system with distributed propulsion |
| US10759545B2 (en) | 2018-06-19 | 2020-09-01 | Raytheon Technologies Corporation | Hybrid electric aircraft system with distributed propulsion |
| USD922930S1 (en) * | 2018-10-22 | 2021-06-22 | Darold B. Cummings | Aircraft |
| WO2020142335A1 (en) * | 2018-12-31 | 2020-07-09 | DZYNE Technologies Incorporated | Deployable noise shield panels |
| US11267577B2 (en) | 2019-12-06 | 2022-03-08 | General Electric Company | Aircraft having an engine wing assembly |
Family Cites Families (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1283042A (en) * | 1968-08-01 | 1972-07-26 | Rolls Royce | Improvements relating to aircraft |
| US3652035A (en) * | 1969-06-12 | 1972-03-28 | Charles G Fredericks | Channel tail aircraft |
| GB1262419A (en) * | 1970-07-09 | 1972-02-02 | Rolls Royce | Aircraft engine mountings |
| GB1364313A (en) * | 1971-02-05 | 1974-08-21 | Britten Norman Ltd | Aircraft |
| GB1397068A (en) * | 1971-06-24 | 1975-06-11 | Hawker Siddeley Aviation Ltd | Aircraft |
| GB1480340A (en) * | 1973-07-30 | 1977-07-20 | Hawker Siddeley Aviation Ltd | Aircraft |
| US4019699A (en) * | 1974-04-30 | 1977-04-26 | Teledyne Ryan Aeronautical A Division Of Teledyne Industries, Inc. | Aircraft of low observability |
| US4036452A (en) * | 1975-01-27 | 1977-07-19 | The Boeing Company | Retractable engine noise suppression system for over-the-wing jet aircraft |
| US3985317A (en) * | 1975-01-31 | 1976-10-12 | Alexander Geraci | Short coupled airplane with variable wing lift |
| US4149688A (en) * | 1976-10-01 | 1979-04-17 | Aereon Corporation | Lifting body aircraft for V/STOL service |
| DE7808902U1 (de) * | 1978-03-23 | 1978-11-16 | Koehler, Klemens, 4400 Muenster | Flugzeug mit propeller-manteltriebwerken |
| US4447022A (en) * | 1982-05-21 | 1984-05-08 | Lion Charles E | Reduced noise monolithic wing-stabilizer aircraft |
| DE3219159A1 (de) * | 1982-05-21 | 1983-11-24 | Dornier Gmbh | Anordnung von mit propellern arbeitenden antriebsanlagen an luftfahrzeugen |
| US4772179A (en) * | 1986-08-29 | 1988-09-20 | General Electric Company | Aircraft thrust control |
| US4976396A (en) * | 1987-11-13 | 1990-12-11 | The Boeing Company | Aircraft configuration with aft mounted engines |
| US4881700A (en) * | 1988-01-05 | 1989-11-21 | Branko Sarh | Convertible fixed wing aircraft |
| US5034751A (en) * | 1988-02-19 | 1991-07-23 | Aereon Corporation | Airborne surveillance platform |
| USD363696S (en) * | 1993-06-23 | 1995-10-31 | The Boeing Company | Large airplane with nonplanar wing |
| USD364600S (en) * | 1994-04-20 | 1995-11-28 | The Testor Corporation | Airplane |
| DE69430198T2 (de) * | 1994-12-16 | 2003-07-10 | Aldo Frediani | Grossraumflugzeug |
| US20030168552A1 (en) * | 2002-03-05 | 2003-09-11 | Brown Paul Anthony | Aircraft propulsion system and method |
| FR2862045B1 (fr) * | 2003-11-12 | 2006-05-05 | Snecma Moteurs | Turboreacteur destine a etre fixe sur le fuselage d'un avion et en particulier sur sa partie arriere |
| FR2873096B1 (fr) * | 2004-07-15 | 2007-11-23 | Airbus France Sas | Avion multimoteur |
| FR2873095B1 (fr) * | 2004-07-15 | 2006-09-29 | Airbus France Sas | Avion multimoteur a puits de descente |
| FR2884492B1 (fr) * | 2005-04-13 | 2007-05-18 | Airbus France Sas | Aeronef a faible bruit, notamment lors des decollages et des atterrissages. |
| US20070023571A1 (en) * | 2005-07-15 | 2007-02-01 | Kawai Ronald T | Quiet airplane configuration |
| USD622653S1 (en) * | 2006-01-30 | 2010-08-31 | The Boeing Company | Aircraft |
| US8016233B2 (en) * | 2006-01-30 | 2011-09-13 | The Boeing Company | Aircraft configuration |
| FR2898583B1 (fr) * | 2006-03-20 | 2008-04-18 | Airbus France Sas | Aeronef a impact environnemental reduit |
| FR2905356B1 (fr) * | 2006-09-05 | 2008-11-07 | Airbus France Sas | Procede pour la realisation d'un aeronef a impact environnemental reduit et aeronef obtenu |
| US7900865B2 (en) * | 2006-12-19 | 2011-03-08 | The Boeing Company | Airplane configuration |
| USD607806S1 (en) * | 2007-03-22 | 2010-01-12 | Airbus Sas | Aircraft tail |
| USD608720S1 (en) * | 2007-03-22 | 2010-01-26 | Airbus Sas | Aircraft |
-
2005
- 2005-11-03 FR FR0511176A patent/FR2892705B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-10-23 EP EP06830988A patent/EP1943144B1/fr not_active Not-in-force
- 2006-10-23 CN CN2006800407365A patent/CN101300171B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2006-10-23 RU RU2008122042/11A patent/RU2384479C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-10-23 BR BRPI0617999-1A patent/BRPI0617999A2/pt active Search and Examination
- 2006-10-23 US US12/091,286 patent/US8313055B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-10-23 JP JP2008538378A patent/JP2009514724A/ja active Pending
- 2006-10-23 DE DE602006013338T patent/DE602006013338D1/de active Active
- 2006-10-23 AT AT06830988T patent/ATE462645T1/de not_active IP Right Cessation
- 2006-10-23 WO PCT/FR2006/002372 patent/WO2007051914A1/fr active Application Filing
- 2006-10-23 CA CA2626201A patent/CA2626201C/fr not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1943144A1 (fr) | 2008-07-16 |
| CN101300171B (zh) | 2012-07-04 |
| US20080258005A1 (en) | 2008-10-23 |
| RU2384479C2 (ru) | 2010-03-20 |
| EP1943144B1 (fr) | 2010-03-31 |
| FR2892705B1 (fr) | 2009-04-24 |
| CA2626201A1 (fr) | 2007-05-10 |
| CN101300171A (zh) | 2008-11-05 |
| ATE462645T1 (de) | 2010-04-15 |
| RU2008122042A (ru) | 2009-12-20 |
| CA2626201C (fr) | 2013-08-13 |
| FR2892705A1 (fr) | 2007-05-04 |
| DE602006013338D1 (de) | 2010-05-12 |
| JP2009514724A (ja) | 2009-04-09 |
| US8313055B2 (en) | 2012-11-20 |
| WO2007051914A1 (fr) | 2007-05-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| BRPI0617999A2 (pt) | aeronave de impacto ambiental reduzido | |
| JP4823222B2 (ja) | 多発エンジン航空機 | |
| US3576300A (en) | Aircraft | |
| US8011613B2 (en) | Aircraft with reduced environmental impact | |
| ES2590656T3 (es) | Configuración de avión | |
| US4746081A (en) | Aircraft | |
| US10981650B2 (en) | Multirotor joined-wing aircraft with VTOL capabilities | |
| US3936017A (en) | Combined noise shield and thrust reverser | |
| US2194596A (en) | Airplane | |
| BR112017016524B1 (pt) | aeronave acionada por hélice | |
| BR102014029696A2 (pt) | aeronave | |
| US4447022A (en) | Reduced noise monolithic wing-stabilizer aircraft | |
| ES2895276T3 (es) | Aeronave modular | |
| EP3650341A1 (en) | A compound helicopter with a fixed wing arrangement | |
| US7988088B2 (en) | Tubular air transport vehicle | |
| GB2120623A (en) | Rear propeller driven aircraft | |
| US20140166818A1 (en) | Slat, wing of aircraft, flight control surface of aircraft, and aircraft | |
| US3312426A (en) | Convertible vtol aircraft | |
| WO2011023396A2 (en) | Aircraft having at least two electrical propulsion groups mounted at a rear portion thereof. | |
| CN107697269A (zh) | 一种螺旋桨飞机 | |
| GB518663A (en) | Improvements in or relating to aircraft, hydroplanes and the like | |
| JP3881982B2 (ja) | 飛行機 | |
| US2499350A (en) | Floating wing airplane | |
| ES2950902T3 (es) | Una configuración de aeronave asimétrica | |
| RU2482013C2 (ru) | Самолет местных воздушных линий |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| B25A | Requested transfer of rights approved |
Owner name: AIRBUS OPERATIONS SAS (FR) Free format text: TRANSFERIDO POR INCORPORACAO DE: AIRBUS FRANCE |
|
| B09A | Decision: intention to grant [chapter 9.1 patent gazette] | ||
| B08F | Application dismissed because of non-payment of annual fees [chapter 8.6 patent gazette] |
Free format text: REFERENTE A 12A ANUIDADE. |
|
| B11D | Dismissal acc. art. 38, par 2 of ipl - failure to pay fee after grant in time |