BRPI0821412B1

BRPI0821412B1 - Configuração de motores para aeronave localizada na parte traseira da fuselagem da dita aeronave

Info

Publication number: BRPI0821412B1
Application number: BRPI0821412-3A
Authority: BR
Inventors: José Miguel Vizarro Toribio; Raúl Carlos Llamas Sandin; Stephane Viala
Original assignee: Airbus Operations, S.L.
Priority date: 2007-12-21
Filing date: 2008-12-19
Publication date: 2020-06-02
Also published as: WO2009080732A2; ES2335459B1; WO2009080732A3; EP2234885B1; CA2710065A1; BRPI0821412A2; EP2234885A2; RU2010130564A; US7967243B2; ES2335459A1; CA2710065C; US20090159741A1; RU2485021C2

Abstract

configuração de motores para aeronave localizada na parte traseira da fuselagem da dita aeronave a invenção refere-se a uma configuração de motores (3) para aeronave localizada na parte traseira da fuselagem (2) da dita aeronave, os motores (3) sendo presos em uma maneira fixa por pilares (5) na estrutura da aeronave, a dita estrutura compreendendo uma caixa de torção (14) que atravessa a fuselagem (2) e é usada para prender os pilares (5), a fuselagem (2) compreendendo uma abertura (4) que permite a passagem dos pilares de suspensão (5) para os motores (3), a dita configuração ainda compreendendo uma área de articulação (8), um atuador (7) e um acessório (6) através do qual o atuador (7) é preso nos pilares de suspensão (5) e na caixa de torção (14) da aeronave, tal que a montagem formada pelo atuador (7) e o acessório (6) permite o equilíbrio da montagem do pilar (5) e do motor (3) da aeronave através da área de articulação (8), assim obtendo vetores de empuxo controláveis e ótimos da aeronave para cada fase do voo.

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para “CONFIGURAÇÃO DE MOTORES PARA AERONAVE LOCALIZADA NA PARTE TRASEIRA DA FUSELAGEM DA DITA AERONAVE”.

Campo da invenção

[001] A presente invenção refere-se a uma configuração de motores de propulsão para grandes aeronaves civis, e mais particularmente para uma aeronave que incorpora uma configuração de motores presos na fuselagem traseira, que permite otimizar os motores em várias situações de voo, principalmente durante a decolagem e viagem. Antecedentes da invenção

[002] Os benefícios de ter motores que geram vetores de empuxo ou empuxo vetorial são bem-conhecidos. Nos anos recentes, sistemas que permitem a obtenção e o controle do vetor de empuxo dos motores foram desenvolvidos com base essencialmente em dois tipos de atuação: ou através do desvio seletivo dos gases de exaustão do motor e/ou do ar da ventoinha de desvio por meio de elementos mecânicos direcionais dentro dos bicos (ver, por exemplo, ES2010586) ou através da área do gás de exaustão variável sem modificação do ângulo do vetor de empuxo dos motores. Todos esses mecanismos em um maior ou menor grau adicionam complexidade tanto para a configuração dos bicos quanto para os seus sistemas de controle, que leva à rejeição do seu uso em muitos dos novos modelos de aeronave dado que a relação entre os benefícios do seu uso e os problemas e gastos associados envolvidos com o fato que eles ficam localizados em um elemento que é tão complexo e de segurança vital em uma aeronave, tal como os seus sistemas de propulsão, não é positiva.

[003] Como descrito no documento US6938408 B2, a tecnologia de vetores de empuxo obteve resultados muito satisfatórios na aeronáutica militar, a partir do uso demonstrado em aviões militares para condições de voo de baixa velocidade ou com altos ângulos de ata

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2/10 que, bem como o seu teste em altas altitudes e velocidades médias altas com a finalidade de redução da resistência do ar no voo de viagem. Com a definição da estabilidade de um avião como as forças e momentos gerados a fim de recuperar a posição de equilíbrio quando ele está fora da dita posição, quanto maior a estabilidade de uma aeronave, menor a sua capacidade de manobra, isto é, menor a capacidade das superfícies de controle em tirar o aparelho do equilíbrio. É por essa razão que os sistemas que adicionam uma capacidade de controle no avião, tal como o empuxo vetorial dos motores, têm sido usados, acima de tudo, na aviação militar na qual a sua aplicabilidade não tem espaço para dúvidas dada a sua configuração na qual a capacidade de manobra ou de controle da aeronave é prioridade principal. Entretanto, esse mesmo sistema, como ocorre com o resto das superfícies aerodinâmicas e de controle do avião, que pode contribuir para o desvio da aeronave do seu ponto de equilíbrio, pode ser aplicado em uma maneira idêntica ao fato oposto, isto é, ele pode contribuir para a estabilidade longitudinal estática e dinâmica da aeronave.

[004] O uso de sistemas de vetores de empuxo na aviação comercial é também entendido a partir do ponto de vista da eficiência de energia da aeronave. É conhecido que a fim de que uma aeronave tenha estabilidade longitudinal, o seu centro de gravidade (CG) precisa ficar em uma certa distância para cada condição de voo com relação ao centro de pressão (CP) aerodinâmico. As aeronaves são projetadas tal que o momento de mergulho causado pelo fato que o CG está localizado em frente do CP é neutralizado pelo momento causado pelo estabilizador traseiro horizontal. Se é possível contribuir para a estabilidade da aeronave por ser capaz de guiar os gases de exaustão, os aviões podem ser projetados nos quais a área da montagem traseira é menor e trabalha com ângulos menores de ataque, portanto, criando menos resistência do ar aerodinâmico. A redução da resistência do ar

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3/10 aerodinâmico e do peso estrutural implica em menos desperdício da energia de propulsão e consequentemente melhor eficiência de energia.

[005] Vários estudos executados enfatizam a melhora em todas as condições de voo pela otimização do ângulo do vetor de empuxo. Uma das considerações principais quando projetando um avião é o ângulo de inclinação dos motores com relação à horizontal da fuselagem. A inclinação ótima depende dos aspectos do avião, bem como das condições de voo. Do ponto de vista dos efeitos que ocorrem na asa, um ângulo de empuxo positivo contribui para reduzir as exigências de levantamento da asa, embora isso implique em uma leve redução no componente de empuxo horizontal. A iniciativa para o desenvolvimento de um sistema de empuxo variável faz sentido com o fato que, em cada condição de voo, o ângulo de empuxo ótimo varia. A capacidade de controle dessa variável no voo ajuda na redução da velocidade e da distância durante a decolagem, no alcance de uma maior altitude com o mesmo nível de propulsão na fase de subida, mínima propulsão nas condições de viagem, uma melhor faixa de planeio na descida e a redução da velocidade de aproximação final e consequentemente da distância de aterrissagem.

[006] Os benefícios de uso dos vetores de empuxo são da mesma maneira descritos em documentos conhecidos na técnica que buscam uma solução viável para o uso, que contrasta com a sua aplicabilidade subsequente nos projetos reais de aeronave. A finalidade da presente invenção não é somente desenvolver um sistema que proveja vetores de empuxo na aeronave, mas que o sistema possa também ser aplicado. O problema principal considerado pelos sistemas patenteados até agora é a complexidade adicionada por seu uso no voo. Assim, o grande número de elementos móveis que esses sistemas fornecem para os bicos dos motores significa que o seu uso acarreta

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4/10 um custo de manutenção excessivo para garantir a operação apropriada do sistema. Outros sistemas conhecidos adicionam grande complexidade aos sistemas de controle de voo, o que significa que o tempo usado na sua capacidade operacional ótima não resulta na melhora do comportamento geral da aeronave na qual eles planejam influenciar, mas eles não são fatores determinantes do dito comportamento. [007] A presente invenção oferece uma solução para os problemas previamente mencionados.

Sumário da invenção

[008] A presente invenção refere-se, assim, a um sistema que proporciona a inclinação nos motores de propulsão para grandes aeronaves civis e mais particularmente a um sistema que pode ser usado nessas aeronaves que incorpora uma configuração de motores presos na fuselagem traseira. O uso dessa invenção permite otimizar as ações durante a decolagem, subida, viagem e aterrissagem, enquanto ao mesmo tempo melhorando a segurança no voo e reduzindo a velocidade mínima de decolagem e aterrissagem.

[009] A invenção desenvolve um sistema que não afeta o projeto dos motores e é baseada no sistema desenvolvido e usado em todas as aeronaves comerciais atualmente sob construção, isto é, ela proporciona uma solução similar à retificação ou o equilíbrio do estabilizador traseiro horizontal tanto na configuração quanto no controle, o que garante a sua viabilidade.

[0010] A invenção é particularmente concentrada em um projeto de avião no qual o seu benefício relativo é maior, isto é, uma configuração de aeronaves cujos motores ficam localizados na parte traseira da fuselagem. A variação da posição dos motores envolve mover os pilares desde que eles são estruturas inerentemente presas no avião. O momento de arfagem atingido com a capacidade direcional dos gases de exaustão é aumentado com o levantamento causado pelos pila

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5/10 res. A soma desses dois efeitos é relativamente maior para uma configuração de aeronave com motores localizados na área traseira da fuselagem, desde que eles estão mais distantes do centro de gravidade do que se eles fossem presos na montagem de asa, por exemplo. A redução de peso da montagem traseira é assim relativamente maior como um resultado do efeito causado pelos vetores de empuxo, o que contribui para melhor eficiência de energia.

[0011] O objetivo dessa invenção é montar os motores da aeronave na parte traseira da fuselagem com um dispositivo que permite a variação do ângulo de incidência dos pilares e consequentemente dos vetores de empuxo dos motores. Essa variação permite causar um momento de arfagem na aeronave. Ter um controle adicional a fim de garantir um momento de arfagem permite otimizar o motor em várias condições de voo, principalmente durante a decolagem e a viagem. A potência máxima necessária para os motores pode assim ser reduzida, reduzindo seu peso, e devido a essa redução de peso, o peso dos pilares e da fuselagem traseira pode ser reduzido. O leme horizontal é adicionalmente usado para causar um momento de arfagem, tal que o seu tamanho pode ser reduzido desde que ele tem um sistema de propulsão de empuxo variável. Essas reduções acarretam melhor eficiência de energia da aeronave.

[0012] A invenção não é concentrada no mecanismo de operação do sistema de retificação ou equilíbrio do pilar, mas preferivelmente no fornecimento de uma retificação ou equilíbrio de tais pilares para uma configuração de montagem na parte traseira da fuselagem, portanto obtendo vetores de empuxo controláveis e ótimos para cada fase do voo sem modificar a estrutura interna dos motores. Nem ela é concentrada em um mecanismo para motores para desviar os gases do motor, mas de preferência ela usa motores convencionais nos quais o componente de exaustão é único e horizontal.

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[0013] Outros aspectos e vantagens da presente invenção serão deduzidos a partir da descrição detalhada seguinte de uma modalidade ilustrativa do seu objetivo em relação às figuras anexas.

Descrição dos desenhos

[0014] A figura 1 mostra uma vista do perfil esquemático de uma aeronave com uma configuração otimizada de motores de acordo com a presente invenção.

[0015] A figura 2 mostra uma vista esquemática de uma ampliação da figura 1 ao redor da abertura da fuselagem da aeronave com uma configuração otimizada de motores de acordo com a presente invenção.

[0016] A figura 3 mostra uma vista esquemática de uma ampliação da figura 2 ao redor da área de articulação da aeronave com uma configuração otimizada dos motores de acordo com a presente invenção.

[0017] A figura 4 mostra uma vista plana esquemática de uma aeronave com uma configuração otimizada dos motores de acordo com a presente invenção.

[0018] A figura 5 mostra uma vista esquemática de uma ampliação da figura 4 ao redor da caixa central de uma aeronave com uma configuração otimizada dos motores de acordo com a presente invenção. Descrição detalhada da invenção

[0019] Como observado nas figuras 1 e 4, que correspondem com as vistas de perfil e plana de uma aeronave com uma configuração otimizada dos motores de acordo com a presente invenção, o objetivo da invenção é fornecer um sistema que permita a variação do ângulo de incidência da montagem do grupo de pilar-propulsão da aeronave para configurações de aviões com motores localizados na parte traseira da fuselagem 2. Essa variação no ângulo para expelir os gases de exaustão nos bicos dos motores 3 permitirá guiar o empuxo, tal que ele é capaz de agir na aeronave produzindo momentos de arfagem

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7/10 adequados para cada fase do voo.

[0020] A figura 1 mostra uma vista de perfil esquemático de uma aeronave com uma configuração otimizada dos motores de acordo com a invenção, que compreende um estabilizador horizontal 1, motores 3 localizados na parte traseira da fuselagem 2 e uma abertura 4 na fuselagem que permite a passagem dos pilares de suspensão 5 para os motores. Essa figura da mesma maneira representa os acessórios da área de articulação 8, enganchados na armação 9 da fuselagem traseira e o acessório 6 para prender um atuador 7, de preferência um atuador de engrenagem helicoidal 7. A montagem formada pelo acessório 6 e a engrenagem helicoidal 7 permite equilibrar a montagem do grupo de pilar-propulsão da aeronave através da área de articulação 8. [0021] A figura 2 mostra uma vista esquemática de uma ampliação da figura 1 ao redor da abertura 4 da fuselagem de uma aeronave com uma configuração otimizada dos motores de acordo com a invenção. Na dita figura, pode ser observado com detalhes que a área de articulação 8 é formada pelo acessório 11 preso na montagem do pilar do motor e pelo acessório 12 preso na armação 9 da fuselagem traseira. A fixação dos acessórios 11 e 12 cria o eixo de articulação 10. Adicionalmente, o atuador da engrenagem helicoidal 7 e seu acoplamento na montagem do pilar através do acessório 6 são observados melhor. Em outras palavras, a retificação da montagem do grupo de pilarpropulsão é realizada pela ação na engrenagem helicoidal 7, dessa maneira obtendo os vetores de empuxo desejados. O movimento induzido no pilar da aeronave no seu lado dianteiro como um resultado da ação da engrenagem helicoidal 7, é absorvido pelo último lado do pilar como um resultado do grau de liberdade propiciado pelo eixo de articulação 10. Desde que o eixo de articulação 10 é perpendicular ao plano vertical da aeronave, é garantido que seja sempre mantido o equilíbrio da montagem do grupo de pilar-propulsão e consequente

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8/10 mente do componente dos vetores de empuxo dos motores com relação ao eixo geométrico longitudinal da aeronave dentro dos planos paralelos ao plano vertical.

[0022] A figura 3 mostra uma vista esquemática de uma ampliação da figura 2 ao redor da área de articulação 8 de uma aeronave com uma configuração otimizada dos motores de acordo com a invenção. A configuração dos elementos que o formam, isto é, o acessório 11 e sua fixação na montagem do pilar 5 e o acessório 12 com a sua fixação na armação 9 da fuselagem traseira, bem como a fixação entre ambos criando o eixo de articulação 10, pode ser vista em maiores detalhes.

[0023] A figura 4 mostra uma vista plana esquemática de uma aeronave com uma configuração otimizada dos motores de acordo com a invenção, que compreende um estabilizador horizontal 1, motores 3 localizados na parte traseira da fuselagem 2 e uma abertura 4 na fuselagem que permite a passagem dos pilares de suspensão 5 para os motores. As longarinas 13 do pilar e a caixa central ou de torção 14 que atravessa a fuselagem 2 e é usada para prender os pilares 5 são também representadas. Os acessórios da área de articulação 8, que são presos na armação 9 da fuselagem traseira 2, e o acessório 6 para a fixação do atuador da engrenagem helicoidal são da mesma maneira representados.

[0024] Com as explicações das figuras prévias e a vista plana da aeronave da figura 4, pode ser observado como é garantido que os vetores de empuxo tenham a mesma capacidade direcional em ambos os motores 3. O dito aspecto resulta na melhora da capacidade de controle do sistema de equilíbrio proposto na invenção com relação à técnica anterior conhecida. O fato que a engrenagem helicoidal fica na perpendicular do eixo geométrico longitudinal da aeronave e a caixa central ou de torção 14 no plano horizontal ou em um plano paralelo a

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9/10 ele presa na armação 9 através dos acessórios simétricos criando a área de articulação 8, garante que o componente de empuxo seja desviado de modo angular dentro dos planos paralelos à vertical da aeronave.

[0025] A figura 5 mostra uma vista esquemática de uma ampliação da figura 4 ao redor da caixa central ou de torção 14. O atuador da engrenagem helicoidal 7 e sua fixação na montagem formada pelos pilares 5 e a caixa central ou de torção 14 através do acessório 6 são representados nessa figura. A armação 9 da fuselagem na qual os acessórios 12 são presos, e os acessórios 11 para fixação na caixa central ou de torção 14, bem como o eixo de articulação 10 podem também ser observados.

[0026] Como pode ser observado na figura 4 e com mais detalhes na figura 5, os pilares 5 da aeronave, que têm uma fixação fixa nos motores 3, são igualmente presos um ao outro através da estrutura formada pelas suas armações 13 e a caixa de torção 14. Portanto, todos esses elementos juntos formam um sólido rígido. O equilíbrio desse sólido rígido proporciona vetores de empuxo com um movimento angular com relação ao eixo geométrico longitudinal do avião sem o movimento do seu eixo geométrico de rotação deixando o plano vertical da aeronave em qualquer momento. Esse movimento é realizado através de uma área de articulação 8 que é formada pelos acessórios simétricos 11 presos em uma maneira fixa na caixa de torção 14 e pelos acessórios simétricos 12 presos em uma maneira fixa na armação 9 e cujo acoplamento cria o eixo de articulação 10 ortogonal ao eixo geométrico longitudinal do avião e dentro de um plano paralelo à horizontal, e o acessório 6 usado para o acoplamento da caixa de torção 14 e da engrenagem helicoidal 7. Os sistemas de controle da aeronave para cada fase do voo proporcionarão o ângulo de empuxo adequado através da atuação da engrenagem helicoidal 7, que, através do

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10/10 acessório 6,variará a posição do sólido rígido formado pelos pilares e motores com a articulação ao redor do eixo 10. Desde que a montagem formada pelos pilares e os grupos de propulsão se comportam como uma estrutura única articulando com os aspectos detalhados sobre o eixo 10, é garantido que o vetor de empuxo dos motores seja idêntico e controlável. A estrutura interna dos motores de aeronaves civis convencionais atualmente no mercado não será afetada nesse processo e um sistema de equilíbrio amplamente testado na montagem traseira será usado.

[0027] Como foi previamente explicado, o efeito combinado dos pilares 5 e da capacidade de guiar os gases de exaustão dos motores 3 criará um momento de arfagem tanto pelo comportamento como uma superfície de controle aerodinâmica no primeiro caso quanto pela indução de um empuxo no segundo caso, que terá um impacto muito positivo quando projetando um estabilizador horizontal menor e, portanto, mais leve 1. Para uma aeronave com uma fuselagem do tipo traseira 2 que incorpora a montagem formada pelos pilares 5 e os motores 3, a diferença entre se ou não incorporar o sistema de equilíbrio proposto será a possibilidade de redução do tamanho dos pilares e dos motores como um resultado da otimização da posição e, portanto, do seu efeito em cada fase do voo, tal que a superfície aerodinâmica requerida nos pilares de suspensão é menor e a potência de propulsão dos motores é reduzida. A melhor eficiência de energia para uma estrutura mais leve e para motores com menos exigências de empuxo é óbvia.

[0028] As modificações compreendidas dentro do escopo definido pelas reivindicações seguintes podem ser introduzidas nas modalidades preferidas que foram descritas há pouco.

Claims

REIVINDICAÇÕES

1. Configuração de motores (3) para aeronave localizada na parte traseira da fuselagem (2) da dita aeronave, os motores (3) sendo presos em uma maneira fixa por pilares (5) na estrutura da aeronave, a dita estrutura compreendendo uma caixa de torção (14) que atravessa a fuselagem (2) e é usada para prender os pilares (5), caracterizada pelo fato de que a fuselagem (2) compreende uma abertura (4) que permite a passagem dos pilares de suspensão (5) para os motores (3), a dita configuração ainda compreendendo uma área de articulação (8), um atuador (7) e um acessório (6) através do qual o atuador (7) é preso nos pilares (5) e na caixa de torção (14) da aeronave, tal que a montagem formada pelo atuador (7) e o acessório (6) permite equilibrar a montagem do pilar (5) e do motor (3) da aeronave através da área de articulação (8), assim obtendo vetores de empuxo controláveis e ótimos da aeronave para cada fase do voo, de modo que a área de articulação (8) compreende acessórios simétricos (11) presos em uma maneira fixa na caixa de torção (14) da aeronave e acessórios simétricos (12) presos em uma maneira fixa na armação (9) da aeronave, o acoplamento dos acessórios mencionados (11, 12) criando um eixo de articulação (10), este eixo de articulação (10) sendo perpendicular ao plano vertical da aeronave, assegurando que o componente de vetor de empuxo dos motores em relação ao eixo longitudinal da aeronave seja sempre mantido dentro de planos paralelos ao plano vertical, o atuador (7) estando na perpendicular do eixo longitudinal da aeronave e a caixa de torção (14) estando no plano horizontal ou em um plano paralelo ao mesmo fixado à armação (9) através dos encaixes simétricos (12), dos pilares (5) e os motores (3) da aeronave formando um sólido rígido articulado em torno do eixo de articulação (10), o balanceamento desse sólido rígido fornece um vetor de empuxo com um movimento angular em relação ao eixo longitudinal do avião sem o

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2/2 movimento de seu eixo de rotação que sai do plano vertical da aeronave a qualquer momento, de modo que os sistemas de controle da aeronave para cada fase de voo forneçam o ângulo de empuxo adequado através do atuador (7), que, através do acessório (6), variará a posição do sólido rígido formado pelos pilares (5) e os motores (3) ao girar em torno do eixo (10).

2. Configuração de motores (3) para aeronave de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a caixa de torção (14) fica localizada em um plano horizontal à perpendicular do eixo geométrico longitudinal da aeronave, presa na armação (9) através dos acessórios (11, 12) criando a área de articulação (8), tal que o componente de empuxo da aeronave se desvia de modo angular dentro dos planos paralelos à vertical da aeronave.
3. Configuração de motores (3) para aeronave de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a caixa de torção (14) fica localizada em um plano paralelo à perpendicular do eixo geométrico longitudinal da aeronave, presa na armação (9) através dos acessórios (11, 12) criando a área de articulação (8), tal que o componente de empuxo da aeronave se desvia de modo angular dentro dos planos paralelos à vertical da aeronave.
4. Configuração de motores (3) para aeronave de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelo fato de que o atuador (7) é um atuador do tipo de engrenagem helicoidal.