RU2388657C1 - Летательный аппарат с пониженным воздействием на окружающую среду - Google Patents
Летательный аппарат с пониженным воздействием на окружающую среду Download PDFInfo
- Publication number
- RU2388657C1 RU2388657C1 RU2008141310/11A RU2008141310A RU2388657C1 RU 2388657 C1 RU2388657 C1 RU 2388657C1 RU 2008141310/11 A RU2008141310/11 A RU 2008141310/11A RU 2008141310 A RU2008141310 A RU 2008141310A RU 2388657 C1 RU2388657 C1 RU 2388657C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- aircraft
- tail
- noise
- rear part
- Prior art date
Links
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 title claims abstract description 6
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 claims abstract description 12
- 230000006378 damage Effects 0.000 claims abstract description 9
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 4
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 description 1
Images
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
- 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)
- Tires In General (AREA)
- Compositions Of Macromolecular Compounds (AREA)
- Toys (AREA)
- Diaphragms For Electromechanical Transducers (AREA)
- Waveguide Aerials (AREA)
- Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
Изобретение относится к летательному аппарату с пониженным воздействием на окружающую среду. Летательный аппарат имеет продольную ось и содержит, по меньшей мере, один двигатель, который содержит, по меньшей мере, один винт, размещенный сзади двигателя. Ось двигателя, по меньшей мере, в значительной степени параллельна продольной оси летательного аппарата. Задняя часть планера содержит кессон хвостового оперения, поддерживающий горизонтальное оперение, и два вертикальных оперения, расположенных по одному на концах горизонтального оперения. Винт расположен вертикально на одной прямой с задней частью планера таким образом, что последний образует противошумный барьер, по меньшей мере, в отношении направленного вниз шума двигателя. Двигатель смонтирован на задней части планера на его верхней поверхности таким образом, что задняя граница области разрушения находится спереди от центральной части кессона хвостового оперения. Горизонтальное оперение имеет обратную стреловидность. Достигается снижение воздействия на окружающую среду летательным аппаратом. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Данное изобретение относится к летательному аппарату с пониженным воздействием на окружающую среду.
Заявка № 0511176 на французский патент, зарегистрированная 3 ноября 2005 г. от имени компании-заявителя, описывает летательный аппарат с низким расходом топлива, который создает несущественное загрязнение и который, особенно при взлете и посадке, производит небольшой уровень шумов в направлении земли. Такой летательный аппарат содержит, по меньшей мере, один двигатель с винтом, предпочтительно без обтекателя, смонтированный в задней части летательного аппарата, на его верхней поверхности, при этом его ось, по меньшей мере, в значительной степени параллельна продольной оси упомянутого летательного аппарата. Такой двигатель может, например, быть турбовинтовым с одним винтом или, в качестве альтернативы, быть турбовентиляторным с винтом и вентилятором, вращающимися в противоположных направлениях. К тому же, планер упомянутого летательного аппарата, задняя часть которого содержит горизонтальное оперение и два вертикальных оперения, размещенных по одному на концах упомянутого горизонтального оперения, выполнен таким образом, что упомянутая задняя часть образует барьера для шумов двигателя, направленных вниз и в стороны, при этом упомянутый(ые) винт(ы) размещен(ы) на одной вертикальной прямой с упомянутой задней частью.
Такой противошумный барьер, образованный упомянутой задней частью планера, является особенно эффективным, так как шум винта - высоконаправленный, при этом максимум шума воспринимается возле плоскости вращения винта и шум резко понижается с увеличением расстояния от данной плоскости вращения.
Более того, на данном летательном аппарате упомянутый(ые) винт(ы) предпочтительно размещается(ются) в задней части упомянутого двигателя и способен (способны) создавать тягу на упомянутом летательном аппарате. Таким образом, винт(ы) находится(ятся) на небольшом сечении фюзеляжа летательного аппарата, оставляя, таким образом, больше места для его (их) установки. К тому же, винт(ы) таким образом отдален(ы) от пассажирской кабины, что служит большему комфорту пассажиров.
Таким образом, при таком расположении может возникнуть ситуация, в которой в случае несдерживаемого разрыва вращающейся части турбомашин(ы) и /или разрыва части винта(ов) обломки от них могут повредить или даже сломать горизонтальное оперение (и особенно кессон хвостового оперения, который поддерживает его и находится в задней части планера), а также вертикальные оперения, приводя к потере летательного аппарата.
Несомненно, для того чтобы устранить такой недостаток, можно было бы рассмотреть возможность удваивания, усиления и/или защиты конструкции упомянутой задней части планера, но такие меры могут увеличить массу и стоимость летательного аппарата и в то же время отрицательно повлиять на летно-технические характеристики.
Следовательно, задачей данного изобретения является усовершенствование вышеупомянутого летательного аппарата при низких затратах, без увеличения массы и снижения эффективности противошумного барьера, образованного задней частью его планера.
С этой целью, в соответствии с изобретением, летательный аппарат с пониженным воздействием на окружающую среду, имеющий продольную ось и содержащий:
- по меньшей мере, один двигатель, который содержит, по меньшей мере, один винт, расположенный сзади упомянутого двигателя и способный создавать тягу на упомянутом летательном аппарате, и который смонтирован в задней части упомянутого летательного аппарата, на его верхней поверхности, при этом ось упомянутого двигателя, по меньшей мере, в значительной степени параллельна упомянутой продольной оси летательного аппарата, а упомянутый двигатель и упомянутый винт таковы, что в случае их разрушения их обломки будут следовать траекториям, содержащимся в области разрушения, находящейся на одной линии с упомянутой осью двигателя и ограниченной поперек этой оси передней границей и задней границей; и
- планер, задняя часть которого содержит горизонтальное оперение и два вертикальных оперения, расположенных по одному на концах упомянутого горизонтального оперения, при этом упомянутая задняя часть планера содержит кессон хвостового оперения, поддерживающий упомянутое горизонтальное оперение, а упомянутый винт размещен вертикально на одной прямой с упомянутой задней частью планера таким образом, что последний образует противошумный барьер, по меньшей мере, в отношении направленного вниз шума двигателя,
отличается тем, что:
- упомянутый двигатель смонтирован на упомянутой задней части планера таким образом, что упомянутая задняя граница области разрушения находится спереди от центральной части упомянутого кессона хвостового оперения; и
- упомянутое горизонтальное оперение имеет обратную стреловидность.
Таким образом, благодаря данному изобретению двигатель (двигатели) смещается (смещаются) вперед на упомянутой задней части планера таким образом, что в случае их разрушения их обломки и обломки от винта(ов) не могут чрезмерно нарушить функционирование горизонтального и вертикальных оперений. Более того, противошумный барьер, образованный этой задней частью планера, не испытывает снижения летно-технических характеристик вследствие смещения двигателя или двигателей вперед, поскольку горизонтальное оперение в данном случае обращено вперед, так как оно имеет обратную стреловидность, что также смещает вертикальные оперения вперед. Что касается противошумного барьера, смещение двигателя(ей) вперед в результате компенсируется ориентацией горизонтального оперения вперед, место стыка которого может размещаться в том же месте, что и место стыка горизонтального оперения летательного аппарата предшествующего уровня техники.
Несомненно, в этом вышеописанном упомянутом летательном аппарате и в летательном аппарате данного изобретения, каждый двигатель смонтирован на верхней поверхности летательного аппарата с помощью системы крепления, например пилона или устройства аналогичного типа.
Согласно другому важному отличительному признаку данного изобретения такая система крепления также расположена спереди от центральной части упомянутого кессона хвостового оперения.
Таким образом, упомянутый кессон хвостового оперения полностью независим от упомянутой системы крепления, что означает, что упомянутое горизонтальное оперение может быть типа с регулируемым углом атаки, известного как тип управляемого горизонтального стабилизатора (Trimmable Horizontal Stabilizer (THS) на английском).
В одном преимущественном варианте осуществления данного изобретения упомянутая задняя часть планера и упомянутая обратная стреловидность предназначены для образования барьера, на каждой стороне плоскости вращения винта(ов), для всей части шума, интенсивность звука которой выше, чем заранее заданная доля максимальной интенсивности, создаваемой упомянутым двигателем. Например, интенсивность звука, огражденная упомянутой задней частью планера на каждой стороне упомянутой плоскости, равна, по меньшей мере, приблизительно -5 дБ относительно упомянутой максимальной интенсивности.
Такая часть шума образует известным образом зону шума, расположенную на одной линии с осью двигателя и ограниченную поперек этой оси передней границей и задней границей. Поэтому желательно, чтобы передняя кромка с обратной стреловидностью упомянутого горизонтального оперения, по меньшей мере, приблизительно следовала линии упомянутой передней границы упомянутой зоны шума. Таким образом, представляется возможным максимально увеличить способность ограждения шума при данном относительном положении упомянутого двигателя с винтом по отношению к месту стыка горизонтального оперения с обратной стреловидностью.
Опыт показал, что углы обратной стреловидности упомянутого горизонтального оперения и упомянутой передней кромки могут преимущественно составлять порядка двадцати и порядка пятнадцати градусов, соответственно.
Несомненно, летательный аппарат в соответствии с данным изобретением может быть одномоторным летательным аппаратом и иметь только один двигатель с винтом, смонтированный в задней части описанным выше способом. Однако, в дополнение к двигателю с винтом, летательный аппарат может также содержать, по меньшей мере, два газотурбинных двигателя, установленных симметрично на крыльях упомянутого летательного аппарата. Такое расположение предпочтительно ввиду того, что поскольку хвостовой винтовой двигатель имеет низкий расход топлива и малошумный благодаря противошумному ограждению, образованному задней частью планера, создается возможность снижения мощности (и, следовательно, шумов и расхода топлива) смонтированных на крыльях газотурбинных двигателей.
Однако в предпочтительном варианте осуществления летательного аппарата по настоящему изобретению предусмотрены два двигателя с винтом, размещенных рядом друг с другом в задней части летательного аппарата, при этом оси двигателей параллельны.
По прилагаемым чертежам можно легко понять способ осуществления изобретения. На этих чертежах идентичные ссылки обозначают аналогичные элементы.
На фиг.1 и 2 схематично изображен первый вариант осуществления летательного аппарата по настоящему изобретению, представленный с видом сбоку и с видом спереди, соответственно.
На фиг.3 схематично изображен вид сверху, в более крупном масштабе, задней части летательного аппарата, показанного на фиг.1 и 2.
На фиг.4 и 5 схематично изображен вид сверху, соответствующий фиг.3 и соответственно иллюстрирующий защиту оперения от разрушения двигателя или винта(ов) и ограждение шума, исходящего от винтового двигателя.
На фиг.6 и 7 схематично изображен предпочтительный вариант осуществления летательного аппарата по настоящему изобретению, представленный с видом спереди и увеличенным частичным видом сверху, соответственно.
Самолет 1 коммерческих перевозок, соответствующий данному изобретению и изображенный схематично на фиг.1-3, имеет продольную ось Х-Х и содержит планер 2, который состоит из фюзеляжа 3, крыльев 4, горизонтального оперения 5 и двух вертикальных оперений 6. На каждом крыле 4 установлен газотурбинный двигатель 7, а вертикальные оперения 6 размещены на концах горизонтального оперения 5.
Это горизонтальное оперение 5 - стабилизатор известного управляемого типа (THS) с изменяемым углом наклона, поддерживаемый кессоном хвостового оперения 8, центральная часть 8С которого содержится внутри задней части 3R фюзеляжа 3. К тому же, горизонтальное оперение 5 имеет обратную стреловидность с углом φе. Также передняя кромка 9 горизонтального оперения 5 имеет обратную стреловидность с углом φb.
В задней части 2R планера 2 (задняя часть 2R которого содержит заднюю часть 3R фюзеляжа 3, горизонтальное оперение 5 и вертикальное оперение 6) смонтирован двигатель 10 с винтом, размещенный на верхней поверхности упомянутой задней части 3R фюзеляжа 3, с осью L-L, параллельной продольной оси Х-Х самолета 1 и размещенной в той же вертикальной плоскости. Двигатель 10 поддерживается стойкой 11 или чем-то подобным, размещенной спереди от центральной части 8С кессона хвостового оперения 8. В своей задней части двигатель 10 имеет два винта 12 и 13 противоположного вращения без обтекателей, размещенных вертикально на одной линии с упомянутым горизонтальным оперением 5.
Если во время работы двигателя 10 и вращения винта(ов) 12 и 13 произойдет их разрушение, обломки от упомянутого двигателя и/или от упомянутого(ых) винта(ов) будут следовать траекториям, содержащимся внутри области 14 разрушения, находящейся на одной линии с упомянутой осью L-L упомянутого двигателя и ограниченной поперек упомянутой оси передней границей 15 и задней границей 16 (см. фиг.4).
Как показано на фиг.4, двигатель 10 смонтирован в задней части 2R планера 2 так, что упомянутая задняя граница 16 области 14 разрушения проходит вперед от центральной части 8С кессона хвостового оперения 8.
Таким образом, в случае разрушения двигателя 10 и/или винта(ов) 12, 13 кессон хвостового оперения не будет полностью разрушен, будет риск повреждения только части оперения 5 и 6.
К тому же, во время работы каждый из упомянутых винтов 12 и 13 создает шум, интенсивность звука которого максимальна возле плоскости вращения и резко понижается с увеличением расстояния от нее вдоль по оси L-L. В данном примере винт(ы) 12 и 13 производят около упомянутых осей L-L общий шум, максимальная интенсивность звука которого находится главным образом на плоской поверхности, проходящей между винтами 12 и 13. Зона 17 шума, находящаяся на одной линии с осью L-L двигателя 10 и ограниченная поперек этой оси передней границей 18 и задней границей 19, изображена на фиг.5, при этом интенсивность звука в этой зоне 17 шума для примера составляет -5 дБ относительно упомянутой максимальной интенсивности звука (см. фиг.5).
Как видно на фиг.5, взаимное расположение винта(ов) 12, 13, горизонтального оперения 5 и вертикальных оперений 6 таково, что поблизости упомянутого двигателя 10 упомянутая зона 17 шума расположена внутри пространства, образованного упомянутыми горизонтальным 5 и вертикальными 6 оперениями. На схеме расположения, изображенной на фиг.5, передняя кромка 9 горизонтального оперения 5 проходит, по меньше мере, приблизительно по передней границе 18 зоны 17 шума.
Таким образом, шум, создаваемый двигателем 10, огражден в направлении вниз горизонтальным оперением 5 и частично в стороны вертикальными оперениями 6.
В результате после взлета и посадки шум, создаваемый двигателем 10 самолета 1 в направлении земли, значительно снижается вследствие его ограждения горизонтальным оперением 5 и частично вертикальными оперениями 6.
Следует отметить, что по сравнению с обычным самолетом с двумя газотурбинными двигателями с такими же летно-техническими характеристиками самолет 1 может использовать менее мощные газотурбинные двигатели 7 (и, следовательно, менее шумные) благодаря наличию двигателя 10 в хвостовой части. В общем, самолет 1 может, следовательно, быть менее шумным и потреблять меньше топлива, чем такой самолет с двумя газотурбинными двигателями.
Самолет 21 коммерческих перевозок, соответствующий данному изобретению и изображенный схематично на фиг.6 и 7, также имеет продольную ось Х-Х и содержит планер 22, который состоит из фюзеляжа 23, крыльев 24, горизонтального оперения 25 и двух вертикальных оперений 26, размещенных на концах горизонтального оперения 25. На крыльях 24 газотурбинный двигатель не установлен.
Так же как и горизонтальное оперение 5, горизонтальное оперение 25 является стабилизатором управляемого типа (THS) и поддерживается кессоном хвостового оперения 28, центральная часть 28С которого содержится внутри задней части 23R фюзеляжа 23. Горизонтальное оперение 25 и его передняя кромка 26 имеют обратную стреловидность с углами φe и φb, соответственно.
В задней части 22R планера 22 (задняя часть которого 22R содержит заднюю часть 23R фюзеляжа 23, горизонтальное оперение 25 и вертикальные оперения 26) смонтированы два винтовых двигателя 10G и 10D, размещенные рядом на верхней поверхности упомянутой задней части 23R фюзеляжа 23, с осями L-L, параллельными продольной оси Х-Х самолета 21. Двигатели 10G и 10D установлены на стойках 11G и 11D или чем-то подобном, соответственно, размещенных спереди от центральной части 28С кессона хвостового оперения 28. В своей задней части двигатели 10G и 10D имеют два винта 32 и 33 противоположного вращения без обтекателей, размещенных вертикально на одной линии с упомянутым горизонтальным оперением 25.
Подобным образом, описанным выше в отношении самолета 1:
- двигатели 10G и 10D смонтированы в задней части 22R планера 22 таким образом, что задняя граница 36 всей области 34 разрушения, принимая во внимание оба эти двигателя, проходит вперед от центральной части 28С кессона хвостового оперения 28 (так же как задняя граница 16 области 14 разрушения проходит вперед от центральной части 8С кессона хвостового оперения 8);
- задняя часть 22R планера 22 и угол φe обратной стреловидности горизонтального оперения 25 предназначены для образования барьера, на каждой стороне плоскости вращения винта(ов) 32, 33, для всей части шума двигателей 10G, 10D, интенсивность звука которой выше, чем заранее заданная доля максимальной интенсивности, создаваемой упомянутыми двигателями;
- интенсивность звука, огражденная упомянутой задней частью планера на каждой стороне плоскости вращения винта(ов) равна, по меньшей мере, приблизительно -5 дБ относительно максимальной интенсивности; и
- передняя кромка 29 с обратной стреловидностью упомянутого горизонтального оперения 25, по меньшей мере, приблизительно следует линии упомянутой передней границы всей зоны шума двигателей 10G и 10D.
В частности, в примерном варианте осуществления, продемонстрированном на фиг.6 и 7, доказаны преимущества угла φe обратной стреловидности горизонтального оперения 25, составляющего порядка 20 градусов, в то время как угол φb обратной стреловидности передней кромки 29 составляет порядка 15 градусов.
Claims (10)
1. Летательный аппарат с пониженным воздействием на окружающую среду, имеющий продольную ось (Х-Х) и содержащий:
по меньшей мере, один двигатель (10; 10G, 10D), который содержит, по меньшей мере, один винт (12, 13; 32, 33), размещенный сзади упомянутого двигателя и способный создавать тягу на упомянутом летательном аппарате, и который смонтирован в задней части летательного аппарата на его верхней поверхности, при этом ось (L-L) упомянутого двигателя, по меньшей мере, в значительной степени параллельна упомянутой продольной оси (Х-Х) летательного аппарата, а упомянутый двигатель и упомянутый винт таковы, что в случае их разрушения их обломки будут следовать траекториям, содержащимся в области (14) разрушения, находящейся на одной линии с упомянутой осью (L-L) двигателя и ограниченной, поперек этой оси (L-L), передней границей (15) и задней границей (16); и
планер (2; 22), задняя часть (2R; 22R) которого содержит горизонтальное оперение (5; 25) и два вертикальных оперения (6; 26), расположенных по одному на концах упомянутого горизонтального оперения, при этом упомянутая задняя часть планера содержит кессон хвостового оперения (8; 28), поддерживающий упомянутое горизонтальное оперение, а упомянутый винт расположен вертикально на одной прямой с упомянутой задней частью планера таким образом, что последний образует противошумный барьер, по меньшей мере, в отношении направленного вниз шума двигателя, в котором:
упомянутый двигатель (10; 10G, 10D) смонтирован на упомянутой задней части (2R; 22R) планера таким образом, что упомянутая задняя граница (16; 36) области (14; 34) разрушения находится спереди от центральной части (8С; 28С) упомянутого кессона хвостового оперения (8; 28); и
упомянутое горизонтальное оперение (5; 25) имеет обратную стреловидность (с углом φе).
по меньшей мере, один двигатель (10; 10G, 10D), который содержит, по меньшей мере, один винт (12, 13; 32, 33), размещенный сзади упомянутого двигателя и способный создавать тягу на упомянутом летательном аппарате, и который смонтирован в задней части летательного аппарата на его верхней поверхности, при этом ось (L-L) упомянутого двигателя, по меньшей мере, в значительной степени параллельна упомянутой продольной оси (Х-Х) летательного аппарата, а упомянутый двигатель и упомянутый винт таковы, что в случае их разрушения их обломки будут следовать траекториям, содержащимся в области (14) разрушения, находящейся на одной линии с упомянутой осью (L-L) двигателя и ограниченной, поперек этой оси (L-L), передней границей (15) и задней границей (16); и
планер (2; 22), задняя часть (2R; 22R) которого содержит горизонтальное оперение (5; 25) и два вертикальных оперения (6; 26), расположенных по одному на концах упомянутого горизонтального оперения, при этом упомянутая задняя часть планера содержит кессон хвостового оперения (8; 28), поддерживающий упомянутое горизонтальное оперение, а упомянутый винт расположен вертикально на одной прямой с упомянутой задней частью планера таким образом, что последний образует противошумный барьер, по меньшей мере, в отношении направленного вниз шума двигателя, в котором:
упомянутый двигатель (10; 10G, 10D) смонтирован на упомянутой задней части (2R; 22R) планера таким образом, что упомянутая задняя граница (16; 36) области (14; 34) разрушения находится спереди от центральной части (8С; 28С) упомянутого кессона хвостового оперения (8; 28); и
упомянутое горизонтальное оперение (5; 25) имеет обратную стреловидность (с углом φе).
2. Летательный аппарат по п.1, в котором система крепления (11; 11G, 11D) двигателя к упомянутой задней части планера также расположена спереди от центральной части (8С; 28С) упомянутого кессона хвостового оперения (8; 28).
3. Летательный аппарат по п.2, в котором угол наклона упомянутого горизонтального оперения (5; 25) с обратной стреловидностью является регулируемым.
4. Летательный аппарат по п.1, в котором упомянутая задняя часть планера и упомянутое горизонтальное оперение с обратной стреловидностью предназначены для образования барьера, на каждой стороне плоскости вращения винта, для всей части шума, интенсивность звука которой выше, чем заранее заданная доля максимальной интенсивности, создаваемой упомянутым двигателем.
5. Летательный аппарат по п.4, в котором интенсивность звука, огражденная упомянутой задней частью планера на каждой стороне плоскости вращения винта, равна, по меньшей мере, приблизительно -5 дБ относительно упомянутой максимальной интенсивности.
6. Летательный аппарат по п.4, в котором упомянутая часть шума образует зону (17) шума, находящуюся на одной линии с упомянутой осью (L-L) упомянутого двигателя и ограниченную поперек этой оси (L-L) передней границей (18) и задней границей (19), при этом передняя кромка (9; 29) с обратной стреловидностью упомянутого горизонтального оперения, по меньшей мере, приблизительно следует линии упомянутой передней границы (18) упомянутой зоны (17) шума.
7. Летательный аппарат по п.1, в котором угол (φе) обратной стреловидности упомянутого горизонтального оперения составляет приблизительно двадцать градусов.
8. Летательный аппарат по п.6, в котором угол (φb) обратной стреловидности упомянутой передней кромки (9; 29) горизонтального оперения составляет приблизительно пятнадцать градусов.
9. Летательный аппарат по п.1, который содержит один винтовой двигатель (10), смонтированный в задней части, и, по меньшей мере, два газотурбинных двигателя (7), установленных симметрично на крыльях (4) упомянутого летательного аппарата.
10. Летательный аппарат по п.1, который содержит, по меньшей мере, два таких винтовых двигателя (10G, 10D), смонтированных в задней части летательного аппарата на его верхней поверхности и расположенных рядом друг с другом, при этом их оси параллельны.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0602405 | 2006-03-20 | ||
FR0602405A FR2898583B1 (fr) | 2006-03-20 | 2006-03-20 | Aeronef a impact environnemental reduit |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2388657C1 true RU2388657C1 (ru) | 2010-05-10 |
Family
ID=37311929
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008141310/11A RU2388657C1 (ru) | 2006-03-20 | 2007-03-15 | Летательный аппарат с пониженным воздействием на окружающую среду |
Country Status (11)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8196860B2 (ru) |
EP (1) | EP1996464B1 (ru) |
JP (1) | JP5070276B2 (ru) |
CN (1) | CN101405185B (ru) |
AT (1) | ATE467560T1 (ru) |
BR (1) | BRPI0707010A2 (ru) |
CA (1) | CA2641015A1 (ru) |
DE (1) | DE602007006440D1 (ru) |
FR (1) | FR2898583B1 (ru) |
RU (1) | RU2388657C1 (ru) |
WO (1) | WO2007107647A1 (ru) |
Families Citing this family (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2892705B1 (fr) * | 2005-11-03 | 2009-04-24 | Airbus France Sas | Aeronef a impact environnemental reduit. |
DE102008024463B4 (de) * | 2008-05-21 | 2011-02-24 | Bauhaus Luftfahrt E.V. | Flugzeugantriebssystem |
FR2938504B1 (fr) * | 2008-11-14 | 2010-12-10 | Snecma | Entree d'air d'un moteur d'avion a helices propulsives non carenees |
ES2373812B1 (es) * | 2008-12-17 | 2012-12-18 | Airbus Operations, S.L. | Superficie estabilizadora horizontal de aeronave. |
US8740139B1 (en) * | 2012-04-23 | 2014-06-03 | The Boeing Company | Leading edge snag for exposed propeller engine installation |
WO2014074143A1 (en) * | 2012-11-12 | 2014-05-15 | United Technologies Corporation | Aircraft with forward sweeping t-tail |
WO2014074149A1 (en) * | 2012-11-12 | 2014-05-15 | United Technologies Corporation | Stabilizer sacrificial surfaces |
US9884674B2 (en) | 2012-11-15 | 2018-02-06 | United Technologies Corporation | Stabilizer with structural box and sacrificial surfaces |
USD735633S1 (en) * | 2013-06-14 | 2015-08-04 | Airbus Sas | Aircraft |
FR3043984B1 (fr) | 2015-11-25 | 2017-12-22 | Snecma | Avion propulse par une turbomachine muni d'un ecran acoustique |
EP3187420B1 (en) * | 2015-12-31 | 2018-05-23 | Airbus Operations S.L. | Aircraft with rear mounted engines |
FR3077801B1 (fr) * | 2018-02-14 | 2022-04-22 | Dassault Aviat | Portion d'aeronef a trainee d'onde reduite |
US11597501B2 (en) * | 2018-12-31 | 2023-03-07 | Blended Wing Aircraft, Inc. | Deployable noise shield panels |
US11401824B2 (en) | 2019-10-15 | 2022-08-02 | General Electric Company | Gas turbine engine outlet guide vane assembly |
US20210108576A1 (en) | 2019-10-15 | 2021-04-15 | General Electric Company | System and method for control for unducted engine |
US11286795B2 (en) | 2019-10-15 | 2022-03-29 | General Electric Company | Mount for an airfoil |
US11506067B2 (en) | 2019-10-15 | 2022-11-22 | General Electric Company | Gas turbine engine with clutch assembly |
CN112660396A (zh) | 2019-10-15 | 2021-04-16 | 通用电气公司 | 用于飞行器的可去除机身护罩 |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3145954A (en) * | 1962-03-07 | 1964-08-25 | Robert W Jenny | Vehicle for non-air, semi-air, and full-air supported travel |
US3652035A (en) * | 1969-06-12 | 1972-03-28 | Charles G Fredericks | Channel tail aircraft |
US3684217A (en) * | 1970-09-30 | 1972-08-15 | Aereon Corp | Aircraft |
GB1480340A (en) * | 1973-07-30 | 1977-07-20 | Hawker Siddeley Aviation Ltd | Aircraft |
DE3219159A1 (de) * | 1982-05-21 | 1983-11-24 | Dornier Gmbh | Anordnung von mit propellern arbeitenden antriebsanlagen an luftfahrzeugen |
US4447022A (en) * | 1982-05-21 | 1984-05-08 | Lion Charles E | Reduced noise monolithic wing-stabilizer aircraft |
GB2188987B (en) * | 1986-04-09 | 1990-02-14 | Rolls Royce | A turbofan gas turbine engine and mountings therefor |
US4767083A (en) * | 1986-11-24 | 1988-08-30 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | High performance forward swept wing aircraft |
US4976396A (en) * | 1987-11-13 | 1990-12-11 | The Boeing Company | Aircraft configuration with aft mounted engines |
US4896160A (en) * | 1988-02-19 | 1990-01-23 | Aereon Corporation | Airborne surveillance platform |
US6113028A (en) * | 1996-02-22 | 2000-09-05 | Lohse; James R. | Amphibious aircraft |
US6196498B1 (en) * | 1999-12-21 | 2001-03-06 | Lockheed Martin Corporation | Semi-buoyant vehicle with aerodynamic lift capability |
FR2873096B1 (fr) * | 2004-07-15 | 2007-11-23 | Airbus France Sas | Avion multimoteur |
-
2006
- 2006-03-20 FR FR0602405A patent/FR2898583B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-03-15 AT AT07731141T patent/ATE467560T1/de not_active IP Right Cessation
- 2007-03-15 CA CA002641015A patent/CA2641015A1/fr not_active Abandoned
- 2007-03-15 DE DE602007006440T patent/DE602007006440D1/de active Active
- 2007-03-15 JP JP2009500886A patent/JP5070276B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2007-03-15 CN CN2007800097518A patent/CN101405185B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-03-15 US US12/162,756 patent/US8196860B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-03-15 RU RU2008141310/11A patent/RU2388657C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-03-15 WO PCT/FR2007/000447 patent/WO2007107647A1/fr active Application Filing
- 2007-03-15 EP EP07731141A patent/EP1996464B1/fr not_active Not-in-force
- 2007-03-15 BR BRPI0707010-1A patent/BRPI0707010A2/pt not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP5070276B2 (ja) | 2012-11-07 |
CA2641015A1 (fr) | 2007-09-27 |
CN101405185A (zh) | 2009-04-08 |
JP2009530173A (ja) | 2009-08-27 |
WO2007107647A1 (fr) | 2007-09-27 |
EP1996464B1 (fr) | 2010-05-12 |
FR2898583B1 (fr) | 2008-04-18 |
CN101405185B (zh) | 2011-03-23 |
EP1996464A1 (fr) | 2008-12-03 |
DE602007006440D1 (de) | 2010-06-24 |
ATE467560T1 (de) | 2010-05-15 |
US20090020643A1 (en) | 2009-01-22 |
US8196860B2 (en) | 2012-06-12 |
BRPI0707010A2 (pt) | 2011-04-12 |
FR2898583A1 (fr) | 2007-09-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2388657C1 (ru) | Летательный аппарат с пониженным воздействием на окружающую среду | |
CN108357670B (zh) | 带有至少两个旋翼组件和护壳的推力产生单元 | |
US7926760B2 (en) | Method for producing an aircraft with reduced environmental impact and the aircraft thus obtained | |
CN106061841B (zh) | 发动机挂架结构 | |
RU2522539C2 (ru) | Самолет с оперением типа "хвост трески" и с задним двигателем | |
JP6214851B2 (ja) | 航空機の騒音低減のための方法および装置 | |
RU2388658C2 (ru) | Воздушное судно с низким уровнем шума, в частности, при взлете и посадке | |
US9533768B2 (en) | Aircraft engine mounting system | |
US7530787B2 (en) | Rotor hub fairing system for a counter-rotating, coaxial rotor system | |
US8152095B2 (en) | Aircraft having a reduced acoustic signature | |
US8622342B2 (en) | On-board aircraft auxiliary power systems having dual auxiliary power units | |
US8579230B2 (en) | Attachment pylon for aircraft turboshaft engine, comprising rear flaps with mobile incidence | |
JP2009514724A (ja) | 環境への衝撃を減少させる航空機 | |
US5979824A (en) | Stabilizer fins-inverted for aircraft | |
CA2758220A1 (en) | Aircraft having a lambda-box wing configuration | |
US5738298A (en) | Tip fence for reduction of lift-generated airframe noise | |
CA2956909A1 (en) | Aircraft and empennage section of an aircraft | |
EP3354566A1 (en) | A thrust producing unit with at least two rotor assemblies and a shrouding | |
EP3321186A1 (en) | Aircraft | |
US6588703B1 (en) | Passive aerodynamic sonic boom suppression for supersonic aircraft | |
JP2021154802A (ja) | 飛行体 | |
US10967979B2 (en) | Aircraft with rear mounted engines | |
RU2297947C1 (ru) | Летательный аппарат | |
US11873083B2 (en) | Ducted wing propulsion system | |
RU2216482C2 (ru) | Малогабаритный вертолет |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130316 |