RU2485021C2 - Оптимизированная конфигурация двигателей для летательного аппарата - Google Patents
Оптимизированная конфигурация двигателей для летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2485021C2 RU2485021C2 RU2010130564/11A RU2010130564A RU2485021C2 RU 2485021 C2 RU2485021 C2 RU 2485021C2 RU 2010130564/11 A RU2010130564/11 A RU 2010130564/11A RU 2010130564 A RU2010130564 A RU 2010130564A RU 2485021 C2 RU2485021 C2 RU 2485021C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- engines
- pylons
- configuration
- power drive
- Prior art date
Links
- 238000013461 design Methods 0.000 claims abstract description 6
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 6
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 6
- 230000009471 action Effects 0.000 description 5
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 5
- 230000008859 change Effects 0.000 description 5
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 4
- 238000009966 trimming Methods 0.000 description 4
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000012633 leachable Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 230000035899 viability Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
- B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
- B64C15/12—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets the power plant being tiltable
-
- 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
-
- 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
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- General Details Of Gearings (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Vehicle Body Suspensions (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к конфигурации установки двигателей для летательного аппарата. Двигатели расположены в задней части фюзеляжа (2) летательного аппарата, причем двигатели (3) прикреплены неподвижным образом пилонами (5) к конструкции летательного аппарата, при этом указанная конструкция включает в себя кессонную конструкцию (14), которую располагают поперек фюзеляжа (2) и используют для крепления пилонов (5). Фюзеляж (2) содержит отверстие (4), предоставляющее возможность прохода подвесных пилонов (5) для двигателей (3), при этом указанная конфигурация дополнительно включает поворотную область (8), силовой привод (7) и соединительную деталь (6), посредством которой силовой привод (7) крепят к подвесным пилонам (5) и к кессонной конструкции (14) летательного аппарата. Сборный узел, образованный силовым приводом (7) и соединительной деталью (6), предоставляет возможность балансировки сборного узла пилонов (5) и двигателей (3) летательного аппарата посредством поворотной области (8), добиваясь, таким образом, управляемого и оптимального отклонения вектора тяги летательного аппарата для каждой фазы полета. Технический результат заключается в повышении управляемости летательного аппарата и упрощении конструкции установки двигателей. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к конфигурации тяговых двигателей для большого гражданского летательного аппарата, а более конкретно для летательного аппарата, включающего в себя конфигурацию двигателей, прикрепленных к задней части фюзеляжа, что обеспечивает возможность оптимизации двигателей в некоторых летных ситуациях, главным образом во время взлета и крейсирования.
Уровень техники изобретения
Преимущества наличия двигателей, создающих отклонение вектора тяги или отклоненный вектор тяги, хорошо известны. За последние годы системы, которые предоставляют возможность получения и управления вектора тяги двигателей, развивались на основе, по существу, двух типов действия: либо посредством выборочного отклонения выхлопных газов и/или воздуха двигателя из вентилятора второго контура посредством направляющих механических элементов в соплах (см., например, ES2010586), или посредством изменяемой области выхлопных газов без изменения угла вектора тяги двигателей. Все данные механизмы в большей или меньшей степени усложняют как конфигурацию сопел, так и системы их управления, что приводит к отказу от их применения во многих из новых моделей летательных аппаратов в связи с тем, что соотношение между преимуществами их использования и сопряженными проблемами и издержками, связанными с тем фактом, что они располагаются в элементе, который является сложным и существенно важным для безопасности летательного аппарата, как, например, его системы обеспечения движения, не является позитивным.
Как описано в документе US6938408 B2, технология отклонения вектора тяги получила весьма удовлетворительные результаты в военной авиации от использования, продемонстрированного в военных самолетах для режимов полетов на малых скоростях или с большими углами атаки, а также при ее тестировании на больших высотах и средних скоростях с целью уменьшения лобового сопротивления в крейсерском полете. Определяя устойчивость самолета, как силы и моменты, генерируемые для того, чтобы вернуть равновесное положение, когда он находится вне указанного положения, чем больше устойчивость летательного аппарата, тем меньше его маневренность, т.е. тем меньше способность поверхностей управления выводить машину из равновесия. Именно по этой причине, системы, добавляющие управляемость самолету, как, например, отклоненный вектор тяги двигателей, были использованы, прежде всего, в военной авиации, в которой возможность их использования не оставляет никаких сомнений, придавая конфигурацию, в которой маневренность или управляемость летательного аппарата является высшим приоритетом. Однако ту же самую систему, которая имеет место с остальными аэродинамическими поверхностями и поверхностями управления самолета, которые могут принимать участие в отклонении летательного аппарата от точки его равновесия, можно применять аналогичным образом для противоположного явления, т.е. она может вносить вклад в статическую и динамическую продольную устойчивость летательного аппарата.
Использование систем отклонения вектора тяги в коммерческой авиации также понятно с точки зрения энергоемкости самолета. Известно, что для того, чтобы летательный аппарат имел продольную устойчивость его центр тяжести (CG) должен находиться на определенном расстоянии для каждого режима полета относительно аэродинамического центра давления (CP). Самолеты конструируют таким образом, что моменту пикирования, обусловленному тем фактом, что CG расположен впереди CP, противодействует момент, обусловленный горизонтальным хвостовым стабилизатором. Если есть возможность вносить вклад в устойчивость летательного аппарата посредством возможности направлять выхлопные газы, могут быть разработаны самолеты, в которых площадь хвостового оперения меньше и работает с меньшими углами атаки, создавая, вследствие этого, меньшее аэродинамическое лобовое сопротивление. Уменьшение аэродинамического лобового сопротивления и веса конструкции означает меньшую потерю тяговой энергии и, следовательно, улучшенную энергоемкость.
Несколько проведенных исследований отмечают улучшение во всех режимах полета посредством оптимизации угла вектора тяги. Одним из основных соображений при конструировании самолета является угол наклона двигателей относительно горизонтальной плоскости фюзеляжа. Оптимальный наклон зависит от особенностей самолета, а также от режима полета. С точки зрения воздействий, возникающих на крыле, положительный угол тяги вносит вклад в снижение требований к подъемной силе крыла, несмотря на то, что это означает небольшое уменьшение горизонтальной составляющей силы тяги. Делая первый шаг в разработке системы изменяемой тяги, необходимо осмыслить тот факт, что в каждом режиме полета оптимальный угол тяги изменяется. Управляемость данной переменной величины в полете помогает в уменьшении скорости и расстояния в процессе взлета, в достижении большей высоты с тем же самым уровнем тягового усилия в фазе подъема, минимального тягового усилия в условиях крейсирования, лучшего интервала планирования при снижении и уменьшении скорости на финальном этапе захода на посадку и, следовательно, расстояния для приземления.
Преимущества использования отклонения вектора тяги также описаны в документах, известных в данной области, отыскивающих жизнеспособное решение для применения, которое контрастирует с возможностью дальнейшего использования в реальных разработках летательных аппаратов. Цель настоящего изобретения состоит не только в том, чтобы разработать систему, предоставляющую отклонение вектора тяги в летательном аппарате, но чтобы систему можно было также применять. Основной проблемой, рассматривавшейся запатентованными системами до сих пор, является сложность, добавляемая их использованием в полете. Так как большое количество движущихся деталей, которые данные системы предоставляют в сопла двигателей, означает, что их применение влечет за собой излишнюю стоимость обслуживания для обеспечения правильной работы системы. Другие известные системы добавляют большую сложность системам управления полетами, что означает, что время, используемое для их оптимальной рабочей мощности, не приводит к улучшению общего поведения летательного аппарата, на которое они предполагают оказывать влияние, но они не являются определяющими факторами указанного поведения.
Настоящее изобретение предлагает решение упомянутых выше проблем.
Сущность изобретения
Настоящее изобретение, таким образом, относится к системе обеспечения наклона тяговых двигателей для большого гражданского летательного аппарата, а более конкретно к системе, которую можно использовать в таких летательных аппаратах, включающих в себя конфигурацию двигателей, прикрепленных к задней части фюзеляжа. Применение данного изобретения обеспечивает возможность оптимизации действий в процессе взлета, подъема, крейсирования и посадки, улучшая, в то же самое время, безопасность во время полета и уменьшая минимальную скорость взлета и посадки.
Изобретение разрабатывает систему, которая не затрагивает конструкцию двигателей, и основано на системе, разработанной и используемой на всех коммерческих летательных аппаратах, находящихся в настоящее время в стадии конструирования, т.е. оно предоставляет решение, подобное триммированию или балансировке горизонтального хвостового стабилизатора, как в конфигурации, так и в управлении, что обеспечивает их жизнеспособность.
Изобретение, в частности, предназначено для конструкции самолета, в которой его относительная польза является большей, т.е. для конфигурации летательного аппарата, двигатели которого располагаются в задней части фюзеляжа. Изменение положения двигателей вовлекает перемещение пилонов, поскольку они представляют собой конструкции, по своей сути, прикрепленные к самолету. Момент тангажа, достигаемый направленностью выхлопных газов, увеличивается с подъемом, вызываемым пилонами. Сумма этих двух эффектов является относительно большей для конфигурации летательного аппарата с двигателями, расположенными в задней области фюзеляжа, поскольку они располагаются дальше от центра тяжести, чем, если бы они были прикреплены, например, к агрегату крыла. Уменьшение массы хвостового оперения, таким образом, относительно больше в результате действия, обусловленного отклонением вектора тяги, что вносит вклад в улучшенную энергоемкость.
Цель данного изобретения состоит в том, чтобы смонтировать двигатели самолета в задней части фюзеляжа с устройством, которое обеспечивает возможность изменения угла атаки пилонов и, следовательно, отклонения вектора тяги двигателей. Данное изменение обеспечивает возможность создания момента тангажа летательного аппарата. Наличие дополнительного управления для того, чтобы создавать момент тангажа, обеспечивает возможность оптимизации двигателя в некоторых режимах полета, главным образом в процессе взлета и крейсирования. Потребность в максимальной мощности двигателей может, таким образом, быть уменьшена с уменьшением их массы, и вследствие данного уменьшения массы может быть уменьшена масса пилонов и задней части фюзеляжа. Чтобы вызвать момент тангажа, дополнительно используют стабилизатор так, что его размер может быть уменьшен, поскольку он имеет тяговую систему с изменяемой тягой. Данные уменьшения влекут за собой улучшенную энергоемкость самолета.
Изобретение нацелено не на рабочий механизм системы триммирования или балансировки пилона, но скорее на обеспечение триммирования или балансировки таких пилонов для конфигурации сборного узла в задней части фюзеляжа, добиваясь, вследствие этого, управляемого и оптимального отклонения вектора тяги для каждой фазы полета без изменения внутренней конструкции двигателей. Также оно не нацелено на механизм для двигателей с целью отклонения газов двигателя, но скорее оно использует общепринятые двигатели, в которых имеется единственная и горизонтальная составляющая выхлопа.
Другие признаки и преимущества настоящего изобретения будут явствовать из следующего подробного описания иллюстративного варианта осуществления его объекта в сопровождении прикрепленных фигур.
Описание чертежей
Фигура 1 показывает схематичное профильное изображение летательного аппарата с оптимизированной конфигурацией двигателей согласно настоящему изобретению.
Фигура 2 показывает схематичное изображение увеличения фигуры 1 вокруг отверстия фюзеляжа летательного аппарата с оптимизированной конфигурацией двигателей согласно настоящему изобретению.
Фигура 3 показывает схематичное изображение увеличения фигуры 2 вокруг поворотной области летательного аппарата с оптимизированной конфигурацией двигателей согласно настоящему изобретению.
Фигура 4 показывает схематичный вид сверху летательного аппарата с оптимизированной конфигурацией двигателей согласно настоящему изобретению.
Фигура 5 показывает схематичное изображение увеличения фигуры 4 вокруг центральной кессонной конструкции летательного аппарата с оптимизированной конфигурацией двигателей согласно настоящему изобретению.
Подробное описание изобретения
Как видно на фигурах 1 и 4, которые соответствуют изображениям в профиль и сверху летательного аппарата с оптимизированной конфигурацией двигателей согласно настоящему изобретению, цель изобретения состоит в том, чтобы предоставить систему, которая обеспечивает возможность изменения угла атаки сборного узла группы пилон-двигатель летательного аппарата для конфигураций самолетов с двигателями, расположенными в задней части фюзеляжа 2. Данное изменение угла выброса выхлопных газов в соплах двигателей 3 предоставит возможность направления тяги таким образом, что она может действовать на летательный аппарат, обеспечивая моменты тангажа, подходящие для каждой фазы полета.
Фигура 1 показывает схематичное профильное изображение летательного аппарата с оптимизированной конфигурацией двигателей согласно изобретению, включающей в себя горизонтальный стабилизатор 1, двигатели 3, расположенные в задней части фюзеляжа 2, и отверстие 4 в фюзеляже, предоставляющее возможность прохода подвесных пилонов 5 для двигателей. Данная фигура также изображает соединительные детали поворотной области 8, прицепленные к каркасу 9 задней части фюзеляжа, и соединительную деталь 6 для крепления силового привода 7, предпочтительно силового привода 7 с червячной передачей. Сборный узел, образованный соединительной деталью 6 и червячной передачей 7, обеспечивает возможность балансировки сборного узла группы пилон-двигатель летательного аппарата посредством поворотной области 8.
Фигура 2 показывает схематичное изображение увеличения фигуры 1 вокруг отверстия 4 фюзеляжа летательного аппарата с оптимизированной конфигурацией двигателей согласно изобретению. На указанной фигуре можно подробно увидеть, что поворотная область 8 образована соединительной деталью 11, прикрепленной к сборному узлу пилон-двигатель, и соединительной деталью 12, прикрепленной к каркасу 9 задней части фюзеляжа. Крепление соединительных деталей 11 и 12 образует поворотный вал 10. Кроме того, лучше видны силовой привод 7 с червячной передачей 7 и его соединение с узлом пилона посредством соединительной детали 6. Другими словами, триммирование сборного узла группы пилон-двигатель достигается посредством воздействия на червячную передачу 7, добиваясь, тем самым, требуемого отклонения вектора тяги. Движение, вызываемое в пилоне летательного аппарата на его передней стороне в результате действия червячной передачи 7, поглощается задней стороной пилона в результате степени свободы, предоставляемой поворотным валом 10. Поскольку поворотный вал 10 расположен перпендикулярно вертикальной плоскости летательного аппарата, это может гарантировать, что балансировка сборного узла группы пилон-двигатель и, следовательно, составляющей отклонения вектора тяги двигателей относительно продольной оси летательного аппарата всегда сохраняется внутри плоскостей, параллельных вертикальной плоскости.
Фигура 3 показывает схематичное изображение увеличения фигуры 2 вокруг поворотной области 8 летательного аппарата с оптимизированной конфигурацией двигателей согласно изобретению. Более подробно можно увидеть конфигурацию образующих ее элементов, т.е. соединительную деталь 11 и ее крепление к сборному узлу пилона 5 и соединительную деталь 12 с ее креплением к каркасу 9 задней части фюзеляжа, а также крепление между ними, образующее поворотный вал 10.
Фигура 4 показывает схематичный вид сверху летательного аппарата с оптимизированной конфигурацией двигателей согласно изобретению, включающей в себя горизонтальный стабилизатор 1, двигатели 3, расположенные в задней части фюзеляжа 2, и отверстие 4 в фюзеляже, предоставляющее возможность прохода подвесных пилонов 5 для двигателей. Также нарисованы стрингеры 13 пилона и центральная или кессонная конструкция 14, которую располагают поперек фюзеляжа 2 и используют для крепления пилонов 5. Также нарисованы соединительные детали поворотной области 8, которые крепят к каркасу 9 задней части фюзеляжа 2, и соединительная деталь 6 для крепления силового привода с червячной передачей.
С объяснением предыдущих фигур и вида сверху летательного аппарата фигуры 4, можно увидеть, как обеспечивается, что отклонение вектора тяги имеет одну и ту же направленность у обоих двигателей 3. Результатом указанной особенности является улучшение управляемости системы балансировки, предложенной в изобретении по сравнению с известным предыдущим уровнем техники. Тот факт, что червячная передача расположена на перпендикуляре к продольной оси летательного аппарата, а центральная или кессонная конструкция 14 в горизонтальной плоскости или в плоскости, параллельной к ней, с прикреплением к каркасу 9 посредством симметричных соединительных деталей, образующих поворотную область 8, обеспечивает, что составляющая силы тяги отклоняется под углом внутри плоскостей, параллельных вертикали летательного аппарата.
Фигура 5 показывает схематичное изображение увеличения фигуры 4 вокруг центральной или кессонной конструкции 14. На данной фигуре нарисован силовой привод 7 с червячной передачей 7 и его крепление к сборному узлу, образованному пилонами 5 и центральной или кессонной конструкцией 14, посредством соединительной детали 6. Также можно видеть каркас 9 фюзеляжа, к которому прикреплены соединительные детали 12, и соединительные детали 11 для крепления к центральной или кессонной конструкции 14, а также поворотный вал 10.
Как можно видеть на фигуре 4, а более подробно на фигуре 5, пилоны 5 летательного аппарата, которые имеют неподвижное крепление к двигателям 3, равным образом прикреплены друг к другу посредством конструкции, образованной их каркасами 13 и кессонной конструкции 14. Вследствие этого, все вместе данные элементы образуют жесткое твердое тело. Балансировка данного жесткого твердого тела в любое время обеспечивает отклонение вектора тяги с угловым перемещением относительно продольной оси самолета без перемещения его оси вращения, оставляя вертикальную плоскость летательного аппарата. Данное перемещение достигается посредством поворотной области 8, которая образована симметричными соединительными деталями 11, прикрепленными неподвижным образом к кессонной конструкции 14, и симметричными соединительными деталями 12, прикрепленными неподвижным образом к каркасу 9, и соединение которых образует поворотный вал 10, перпендикулярный продольной оси самолета и внутри плоскости, параллельной горизонтали, и соединительной детали 6, используемой для соединения кессонной конструкции 14 и червячной передачи 7. Системы управления летательного аппарата для каждой фазы полета будут обеспечивать подходящий угол тяги посредством приведения в действие червячной передачи 7, которая посредством соединительной детали 6 будет изменять положение жесткого твердого тела, образованного пилонами и двигателями при поворачивании вокруг вала 10. Поскольку сборный узел, образованный пилонами и группами двигателей, действует, как единая конструкция, поворачивающаяся с уточненными особенностями вокруг вала 10, это обеспечивает, что вектор тяги двигателей является идентичным и управляемым. В данном процессе не будет затрагиваться внутренняя конструкция обычных двигателей гражданского летательного аппарата, имеющихся в настоящее время на рынке, а в хвостовом оперении будет использована широко испытанная система балансировки.
Как объяснялось ранее, объединенное действие пилонов 5 и возможность направлять выхлопные газы двигателей 3 будет обеспечивать момент тангажа либо за счет действия в качестве аэродинамической поверхности управления в первом случае, или являясь причиной тяги во втором случае, что будет оказывать очень положительное влияние при конструировании меньшего и, вследствие этого, более легкого горизонтального стабилизатора 1. Для летательного аппарата с фюзеляжем 2 заднего типа, включающем в себя сборный узел, образованный пилонами 5 и двигателями 3, разница между включением или нет предложенной системы балансировки будет представлять собой возможность уменьшения размера пилонов и двигателей в результате оптимизации их положения и, вследствие этого, такого его эффекта на каждой фазе полета, что аэродинамическая поверхность, необходимая в подвесных пилонах, будет меньше, и будет уменьшаться тяговая мощность двигателей. Улучшенная энергоемкость для более легкой конструкции и для двигателей с меньшими тяговыми требованиями очевидна.
Модификации, содержащиеся в пределах объема правовых притязаний, определенного следующей формулой изобретения, могут быть внесены в предпочтительные варианты осуществления, которые были только что описаны.
Claims (10)
1. Конфигурация двигателей (3) для летательного аппарата, расположенных в задней части фюзеляжа (2) указанного летательного аппарата, причем двигатели (3) прикреплены неподвижным образом пилонами (5) к конструкции летательного аппарата, при этом указанная конструкция включает в себя кессонную конструкцию (14), которую располагают поперек фюзеляжа (2) и используют для крепления пилонов (5), отличающаяся тем, что фюзеляж (2) содержит отверстие (4), предоставляющее возможность прохода подвесных пилонов (5) для двигателей (3), причем указанная конфигурация дополнительно включает в себя поворотную область (8), силовой привод (7) и соединительную деталь (6), посредством которой силовой привод (7) прикрепляют к пилонам (5) и к кессонной конструкции (14) летательного аппарата таким образом, что сборный узел, образованный силовым приводом (7) и соединительной деталью (6), предоставляет возможность балансировки сборного узла пилона (5) и двигателя (3) летательного аппарата посредством поворотной области (8), добиваясь, таким образом, управляемого и оптимального отклонения вектора тяги летательного аппарата для каждой фазы полета.
2. Конфигурация двигателей (3) для летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что поворотная область (8) содержит симметричные соединительные детали (11), прикрепленные неподвижным образом к кессонной конструкции (14) летательного аппарата, и симметричные соединительные детали (12), прикрепленные неподвижным образом к каркасу (9) летательного аппарата, причем соединение упомянутых соединительных деталей (11, 12) образует поворотный вал (10).
3. Конфигурация двигателей (3) для летательного аппарата по любому из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что силовой привод (7) расположен на перпендикуляре продольной оси летательного аппарата.
4. Конфигурация двигателей (3) для летательного аппарата по п.3, отличающаяся тем, что кессонная конструкция (14) расположена в плоскости, горизонтальной к перпендикуляру продольной оси летательного аппарата, прикреплена к каркасу (9) посредством соединительных деталей (11, 12), образующих поворотную область (8), таким образом, что составляющая силы тяги летательного аппарата отклоняется под углом внутри плоскостей, параллельных вертикали летательного аппарата.
5. Конфигурация двигателей (3) для летательного аппарата по п.3, отличающаяся тем, что кессонная конструкция (14) расположена в плоскости, параллельной перпендикуляру продольной оси летательного аппарата, прикреплена к каркасу (9) посредством соединительных деталей (11, 12), образующих поворотную область (8), таким образом, что составляющая силы тяги летательного аппарата отклоняется под углом внутри плоскостей, параллельных вертикали летательного аппарата.
6. Конфигурация двигателей (3) для летательного аппарата по любому из пп.1, 2, 4, 5, отличающаяся тем, что силовой привод (7) представляет собой силовой привод типа червячной передачи.
7. Конфигурация двигателей (3) для летательного аппарата по п.3, отличающаяся тем, что силовой привод (7) представляет собой силовой привод типа червячной передачи.
8. Конфигурация двигателей (3) для летательного аппарата по любому из пп.1, 2, 4, 5, 7, отличающаяся тем, что пилоны (5), неподвижно прикрепленные к двигателям (3) летательного аппарата, прикреплены друг к другу посредством конструкции, образованной их каркасами (13), и кессонной конструкции (14) таким образом, что все вместе данные элементы образуют жесткое твердое тело.
9. Конфигурация двигателей (3) для летательного аппарата по п.3, отличающаяся тем, что пилоны (5), неподвижно прикрепленные к двигателям (3) летательного аппарата, прикреплены друг к другу посредством конструкции, образованной их каркасами (13), и кессонной конструкции (14) таким образом, что все вместе данные элементы образуют жесткое твердое тело.
10. Конфигурация двигателей (3) для летательного аппарата по п.6, отличающаяся тем, что пилоны (5), неподвижно прикрепленные к двигателям (3) летательного аппарата, прикреплены друг к другу посредством конструкции, образованной их каркасами (13), и кессонной конструкции (14) таким образом, что все вместе данные элементы образуют жесткое твердое тело.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ES200703399A ES2335459B1 (es) | 2007-12-21 | 2007-12-21 | Configuracion optimizada de motores de aeronave. |
| ESP200703399 | 2007-12-21 | ||
| PCT/EP2008/067974 WO2009080732A2 (en) | 2007-12-21 | 2008-12-19 | Optimized configuration of engines for aircraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010130564A RU2010130564A (ru) | 2012-01-27 |
| RU2485021C2 true RU2485021C2 (ru) | 2013-06-20 |
Family
ID=40568626
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010130564/11A RU2485021C2 (ru) | 2007-12-21 | 2008-12-19 | Оптимизированная конфигурация двигателей для летательного аппарата |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7967243B2 (ru) |
| EP (1) | EP2234885B1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0821412B1 (ru) |
| CA (1) | CA2710065C (ru) |
| ES (1) | ES2335459B1 (ru) |
| RU (1) | RU2485021C2 (ru) |
| WO (1) | WO2009080732A2 (ru) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8271149B2 (en) * | 2006-08-21 | 2012-09-18 | Bell Helicopter Textron Inc. | Conversion system fault management system for tiltrotor aircraft |
| ES2391967B1 (es) * | 2010-01-14 | 2013-10-10 | Airbus Operations, S.L. | Pilón de soporte de motores de aeronaves. |
| ES2392617B1 (es) * | 2010-01-15 | 2013-11-21 | Airbus Operations S.L. | Disposición de unión de los cajones laterales de un estabilizador horizontal de cola con un cajón central tubular y procedimiento de fabricación de dicho cajón. |
| ES2398861B1 (es) | 2010-10-08 | 2014-04-29 | Airbus Operations, S.L. | Concepto de unión intercambiable para un cono de un fuselaje trasero de un avión. |
| FR3020338B1 (fr) * | 2014-04-28 | 2016-05-20 | Airbus Operations Sas | Partie arriere d'aeronef pourvue d'une structure de support des moteurs de forme optimisee |
| CN107667057B (zh) | 2015-05-29 | 2021-01-26 | 庞巴迪公司 | 用于对准推进系统的方法和系统和具有这样的推进对准的运载工具 |
| FR3052743B1 (fr) * | 2016-06-20 | 2018-07-06 | Airbus Operations | Ensemble pour aeronef comprenant des moteurs a propulsion par ingestion de la couche limite |
| ES2835263T3 (es) * | 2016-12-20 | 2021-06-22 | Airbus Operations Sl | Sistema de propulsión rotativo de una aeronave |
| 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 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3212733A (en) * | 1964-07-30 | 1965-10-19 | Gen Electric | Cruise fan coupling system |
| US3469803A (en) * | 1965-08-21 | 1969-09-30 | Bolkow Gmbh | Engine construction for vtol aircraft |
| US4492353A (en) * | 1982-09-30 | 1985-01-08 | Phillips Bryan D | Aircraft capable of vertical short takeoff and landing |
| FR2647414A1 (fr) * | 1989-05-23 | 1990-11-30 | Delmotte Didier | Adaptations de motoreacteurs a helices a pistons rotatifs sur cellules d'aeronefs |
| RU93034156A (ru) * | 1993-07-01 | 1997-01-27 | Самарское государственное научно-производственное предприятие "Труд" | Устройство для крепления авиационного двигателя к самолету |
| EP1057724A2 (en) * | 1999-06-02 | 2000-12-06 | Agusta S.p.A. | Tilt-rotor aircraft |
Family Cites Families (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1726062A (en) * | 1928-10-16 | 1929-08-27 | Clarence C Gilman | Dirigible aircraft |
| US1871538A (en) * | 1931-04-07 | 1932-08-16 | Leupold Mathias | Airplane |
| GB400735A (en) * | 1931-12-31 | 1933-11-02 | Harold Bolas | Improvements in or relating to aircraft |
| FR811928A (fr) * | 1936-10-20 | 1937-04-26 | Dispositif permettant de faire varier la sustentation des avions et hydravions pendant le vol | |
| GB526899A (en) * | 1938-04-08 | 1940-09-27 | Rene Tampier | Improvements in aircraft |
| US2257940A (en) * | 1938-06-22 | 1941-10-07 | Dornier Werke Gmbh | Airplane having a liftable pusher plant |
| US2969935A (en) * | 1957-09-09 | 1961-01-31 | Carl C Price | Convertible aircraft |
| US3109614A (en) * | 1961-10-23 | 1963-11-05 | Boeing Co | Fin-tip mounted horizontal control surface for airplanes |
| US4982914A (en) * | 1966-05-18 | 1991-01-08 | Karl Eickmann | Aircraft with a plurality of propellers, a pipe structure for thereon holdable wings, for vertical take off and landing |
| US3756529A (en) * | 1972-05-01 | 1973-09-04 | Mc Donnell Douglas Corp | Fuselage seal |
| US3995794A (en) * | 1975-06-24 | 1976-12-07 | Lanier Edward M | Super-short take off and landing apparatus |
| US4034939A (en) * | 1975-11-05 | 1977-07-12 | The Boeing Company | Assembly for sealing the mounting opening for a flying horizontal stabilizer on a vertical stabilizer |
| US4149688A (en) * | 1976-10-01 | 1979-04-17 | Aereon Corporation | Lifting body aircraft for V/STOL service |
| GB2025864A (en) * | 1978-07-18 | 1980-01-30 | British Aerospace | Aircraft |
| US4966338A (en) * | 1987-08-05 | 1990-10-30 | General Electric Company | Aircraft pylon |
| US5020740A (en) * | 1990-03-28 | 1991-06-04 | Thomas Hugh O | Pitch control trimming system for canard design aircraft |
| RU2104228C1 (ru) * | 1993-07-01 | 1998-02-10 | Самарское государственное научно-производственное предприятие "Труд" | Устройство для крепления авиационного двигателя к самолету |
| US5957405A (en) * | 1997-07-21 | 1999-09-28 | Williams International Co., L.L.C. | Twin engine aircraft |
| US6138943A (en) * | 1998-12-11 | 2000-10-31 | Huang; Yung-Chi | Foldable ascending/descending wing stand for flying apparatus |
| US6938408B2 (en) * | 2001-04-26 | 2005-09-06 | Propulsion Vectoring, L.P. | Thrust vectoring and variable exhaust area for jet engine nozzle |
| DE102005003297B4 (de) * | 2005-01-24 | 2007-03-29 | Eads Deutschland Gmbh | Flugzeug mit einer Rumpfhecksektion zur Anbindung von Höhen- und Seitenleitwerken |
| US7766275B2 (en) * | 2006-06-12 | 2010-08-03 | The Boeing Company | Aircraft having a pivotable powerplant |
-
2007
- 2007-12-21 ES ES200703399A patent/ES2335459B1/es active Active
-
2008
- 2008-02-21 US US12/070,911 patent/US7967243B2/en active Active
- 2008-12-19 BR BRPI0821412-3A patent/BRPI0821412B1/pt not_active IP Right Cessation
- 2008-12-19 WO PCT/EP2008/067974 patent/WO2009080732A2/en active Application Filing
- 2008-12-19 EP EP08863924A patent/EP2234885B1/en active Active
- 2008-12-19 CA CA2710065A patent/CA2710065C/en active Active
- 2008-12-19 RU RU2010130564/11A patent/RU2485021C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3212733A (en) * | 1964-07-30 | 1965-10-19 | Gen Electric | Cruise fan coupling system |
| US3469803A (en) * | 1965-08-21 | 1969-09-30 | Bolkow Gmbh | Engine construction for vtol aircraft |
| US4492353A (en) * | 1982-09-30 | 1985-01-08 | Phillips Bryan D | Aircraft capable of vertical short takeoff and landing |
| FR2647414A1 (fr) * | 1989-05-23 | 1990-11-30 | Delmotte Didier | Adaptations de motoreacteurs a helices a pistons rotatifs sur cellules d'aeronefs |
| RU93034156A (ru) * | 1993-07-01 | 1997-01-27 | Самарское государственное научно-производственное предприятие "Труд" | Устройство для крепления авиационного двигателя к самолету |
| EP1057724A2 (en) * | 1999-06-02 | 2000-12-06 | Agusta S.p.A. | Tilt-rotor aircraft |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2234885B1 (en) | 2013-02-13 |
| WO2009080732A2 (en) | 2009-07-02 |
| RU2010130564A (ru) | 2012-01-27 |
| WO2009080732A3 (en) | 2009-09-11 |
| US7967243B2 (en) | 2011-06-28 |
| US20090159741A1 (en) | 2009-06-25 |
| ES2335459B1 (es) | 2011-02-03 |
| CA2710065C (en) | 2015-09-22 |
| BRPI0821412A2 (pt) | 2015-06-16 |
| BRPI0821412B1 (pt) | 2020-06-02 |
| CA2710065A1 (en) | 2009-07-02 |
| EP2234885A2 (en) | 2010-10-06 |
| ES2335459A1 (es) | 2010-03-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2485021C2 (ru) | Оптимизированная конфигурация двигателей для летательного аппарата | |
| US8186617B2 (en) | Aircraft having a lambda-box wing configuration | |
| US8573530B2 (en) | Aircraft with rear annular tail | |
| RU2440916C1 (ru) | Самолет интегральной аэродинамической компоновки | |
| US8505846B1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
| US20140217229A1 (en) | Unmanned aerial vehicle | |
| US20170036760A1 (en) | Apparatus and method for providing control and augmenting thrust at reduced speed and ensuring reduced drag at increased speed | |
| RU2635023C2 (ru) | Пилон для установки двигателя на конструкции летательного аппарата | |
| KR20150086398A (ko) | 2개의 덕트 로터와 1개의 수평 팬이 각각 날개 끝과 동체에 장착된 전환식 항공기 | |
| CN102530248A (zh) | 一种多功能直升机的设计方法 | |
| JP2017141018A (ja) | 航空機及び航空機の尾部セクション | |
| US20180334253A1 (en) | Aircraft comprising a wing formed by a plurality of distributed airfoils | |
| WO2020040671A1 (en) | Methods for improvements of the closed wing aircraft concept and corresponding aircraft configurations | |
| US20100001121A1 (en) | System for tilting a power unit | |
| US8474747B2 (en) | Pivoting stabilising surface for aircraft | |
| Kentfield | Aircraft with outboard horizontal stabilizers, history, current status, development potential | |
| RU2693362C1 (ru) | Летательный аппарат горизонтального полёта с вертикальным взлётом и посадкой и несущая платформа для летательного аппарата горизонтального полёта с вертикальным взлётом и посадкой | |
| RU2277496C1 (ru) | Самолет балансирного типа без горизонтального оперения с поворотным крылом | |
| RU2267444C1 (ru) | Летательный аппарат вертикального взлета и посадки с двумя продольно расположенными аэродинамическими подъемно-тянущими движителями | |
| Kentfield | Drag reductions possible with aircraft employing outboard horizontal stabilizers | |
| RU2267446C1 (ru) | Летательный аппарат вертикального взлета и посадки с четырьмя аэродинамическими подъемно-тянущими движителями | |
| RU2172706C2 (ru) | Самолет-триплан | |
| Pereira | Drag reduction of airframe and non-lifting rotating systems | |
| Patierno | YF-17 design concepts | |
| da Graça Pereira | Drag Reduction of Airframe and Non-Lifting Rotating Systems |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201220 |