專利名稱：具有降低的環(huán)境影響的飛行器的制作方法
具有降低的環(huán)境影響的飛行器 本發(fā)明涉及具有降低的環(huán)境影響的飛行器。
在2005年11月3日以原告的名義提交的第05 11176號(hào)法國(guó)申請(qǐng) 中，描述了一種燃燒消耗更少且污染更少的飛行器，其向地面的噪聲 排放減少，尤其在起飛和著陸時(shí)噪聲排^L較弱。這樣的飛行器包括至 少一個(gè)帶有(多個(gè))優(yōu)選為非流線型的螺旋槳的發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在
飛行器的后部，在該飛行器的背部之上，且該發(fā)動(dòng)機(jī)的軸線至少基本 上平行于所述飛行器的縱向軸線。這樣的發(fā)動(dòng)機(jī)例如可以是具有單一 螺旋槳的渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，或者是具有對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳的槳扇發(fā)動(dòng)機(jī)。 此外，所述飛行器機(jī)體的后部包括一個(gè)水平尾翼和兩個(gè)垂直尾翼，這 兩個(gè)垂直尾翼分別布置在所述水平尾翼的兩端，以使所述后部形成對(duì) 于由所述發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的向下方或向側(cè)面的噪聲的障礙，所述一個(gè)或多 個(gè)螺旋槳布置在所述后部的鉛直方向上。
對(duì)于螺旋槳的噪聲是非常有指向性的情況，由所述機(jī)體的后部形 成的這種防噪聲障礙尤其有效，在鄰近螺旋槳平面的區(qū)域會(huì)感測(cè)到噪 聲的最大值，而在離開(kāi)此平面時(shí)噪聲急劇降低。
此外，在此飛行器中，所述一個(gè)(或多個(gè))螺旋槳優(yōu)選地布置在所 述發(fā)動(dòng)機(jī)的后部，并能夠?qū)λ鲲w行器施加推力。這樣，該一個(gè)或多 個(gè)螺旋槳位于該飛行器機(jī)身的縮小截面位置處，這為其安裝節(jié)省了更 多位置。此外，該一個(gè)(或多個(gè))螺旋槳還遠(yuǎn)離乘客艙，這有利于乘客 的舒適度。
這樣，在一個(gè)(或多個(gè))渦輪機(jī)械的旋轉(zhuǎn)部分出現(xiàn)非內(nèi)含斷裂和/或 一個(gè)(或多個(gè))螺旋槳的一部分出現(xiàn)斷裂的情況下，這樣的布置會(huì)導(dǎo)致 這些斷裂的碎片損壞并甚至摧毀該水平尾翼(尤其是尾翼沉箱(caissond'empennage)，其支撐該水平尾翼且位于機(jī)體的后部)以及垂直尾翼， 導(dǎo)致該飛行器失速。
當(dāng)然，為了彌補(bǔ)這樣的缺陷，可設(shè)想對(duì)所述機(jī)體的后部進(jìn)行力口襯、 增強(qiáng)及/或保護(hù)，但這些措施增加了該飛行器的質(zhì)量和成本，同時(shí)降低 了性能。
因此，本發(fā)明的目的是改善如下所述的飛行器，使其成本更低， 而不增加質(zhì)量，也不降低由其機(jī)體的后部所形成的防噪聲障礙的有效 性。
為此，根據(jù)本發(fā)明，具有降低的環(huán)境影響的飛行器具有縱向的軸 線并且包括
-至少一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)，其包括至少一個(gè)螺旋槳，該螺旋槳布置在所 述發(fā)動(dòng)機(jī)的后部并能夠?qū)λ鲲w行器施加推力，且該發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在所 述飛行器的后部，位于該飛行器的背部之上，所述發(fā)動(dòng)機(jī)的軸線至少 基本上平行于所述飛行器的縱向軸線，所述發(fā)動(dòng)機(jī)和所述螺旋槳是這 樣的發(fā)動(dòng)機(jī)和螺旋槳，在碎裂的情況下，它們的碎片沿著包含在碎裂 區(qū)內(nèi)的軌跡，該碎裂區(qū)指向所述發(fā)動(dòng)機(jī)的軸線上方，橫跨發(fā)動(dòng)機(jī)的軸 線，由前部前端和后部前端限定范圍；以及
-機(jī)體，其后部包括一個(gè)水平尾翼和兩個(gè)垂直尾翼，這兩個(gè)垂直 尾翼分別布置在所述水平尾翼的兩端，所述機(jī)體的后部包括支撐所述 水平尾翼的尾翼沉箱，并且所述螺旋槳布置在所述機(jī)體后部的鉛直方 向上，以這樣的方式形成至少對(duì)于向著所述發(fā)動(dòng)機(jī)下方的所產(chǎn)生的噪 聲的防噪聲障礙，
值得注意的是
-所述發(fā)動(dòng)機(jī)以這樣的方式安裝在所述4^體后部上方，即，使得 所述碎裂區(qū)的后部前端位于所述尾翼沉箱的中心部分的前面；且 -所述水平尾翼呈倒尖頂形。
這樣，受惠于本發(fā)明，以如下方式使一個(gè)或多個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)在所述機(jī)體的后部上前移，即，在碎裂的情況下，這些發(fā)動(dòng)機(jī)或一個(gè)或多個(gè)螺 旋槳的碎片不會(huì)過(guò)度地?fù)p壞水平尾翼和垂直尾翼的功能。此外，由此 機(jī)體的后部所形成的防噪聲障礙不因一個(gè)或多個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)前移而性能 下降，因?yàn)橛捎谒轿惨淼牡辜忭斝危湟廊槐３种赶蚯胺?，此外?這使得垂直尾翼前移。對(duì)于該防噪聲障礙而言， 一個(gè)或多個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的 前移因而由向著該水平尾翼的前方的指向所彌補(bǔ)，該水平尾翼的接合
線可位于與之前的飛行器的水平尾翼的接合線相同的位置處，如下所 述。
當(dāng)然，盡管在這種先前的飛行器中也和在本發(fā)明的飛行器中一
樣，各發(fā)動(dòng)機(jī)都經(jīng)由例如支柱或類似類型的固定系統(tǒng)而安裝在飛行器 的背面之上。
根據(jù)本發(fā)明的另 一個(gè)重要特點(diǎn)，這樣的固定系統(tǒng)同樣地布置在所 述尾翼沉箱的中心部分的前面。
這樣，所述尾翼沉箱完全地獨(dú)立于所述固定系統(tǒng)，使得所述水平
尾翼可以是通常稱為PHR(可調(diào)節(jié)水平平面，Plan Horizontal R6glable) 或THS(可配平水平翼面，Trimmable Horizontal Stabilizer)的傾斜度可 調(diào)節(jié)類型。
在本發(fā)明的一個(gè)有利實(shí)施例中，所述機(jī)體的后部以及所述倒尖頂 用作在一個(gè)或多個(gè)螺旋槳平面的兩側(cè)對(duì)整個(gè)噪聲部分形成障礙，該噪 聲具有的聲強(qiáng)大于由所述發(fā)動(dòng)才幾發(fā)出的最大聲強(qiáng)的預(yù)定比例。例如， 由所述機(jī)體的后部所掩蓋的聲強(qiáng)在所述平面的兩側(cè)至少等于相對(duì)于 所述最大聲強(qiáng)的大約-5dB。
這樣的噪聲部分以連續(xù)的方式形成指向發(fā)動(dòng)機(jī)軸線上方的噪聲 區(qū)，其橫跨此軸線，由前部前端和后部前端限定范圍。還有利的是所
述水平尾翼的倒尖頂開(kāi)口的邊緣至少近似地順著所述噪聲區(qū)的所述 前部前端。這樣，對(duì)具有(多個(gè))螺旋槳的所述發(fā)動(dòng)機(jī)的給定相對(duì)位置， 就可能相對(duì)于具有倒尖頂形的水平尾翼的接合線提供噪聲掩蔽的最 大可能性。經(jīng)驗(yàn)表明所述水平尾翼的倒尖頂形以及所述開(kāi)口邊緣(bord d，attaque)可有利地分別為二十幾度和十五度的級(jí)別。
如下方式安裝在后部上的具有(多個(gè))螺旋槳的單獨(dú)的發(fā)動(dòng)機(jī)。但是， 除了這樣的發(fā)動(dòng)機(jī)，該飛行器此外可包括至少兩個(gè)同時(shí)由所述飛行器 的機(jī)翼支承的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)。這才羊的布置在以下意義上是有利的，即， 具有(多個(gè))螺旋槳的發(fā)動(dòng)機(jī)在由機(jī)體后部形成防噪聲掩蔽物的情況下 燃料消耗更少且噪聲更小，使得能夠減小機(jī)翼渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的功率(并因 此減小噪聲和燃料消耗)。
然而，在根據(jù)本發(fā)明的飛行器的一個(gè)優(yōu)選實(shí)施例中，規(guī)定在飛行 器的后部?jī)蓚?cè)布置具有(多個(gè))螺旋槳的兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)，它們的軸線平行。
附圖將使得易于理解如何實(shí)施本發(fā)明。在這些附圖中，相同的標(biāo) 號(hào)代表相似的部件。


圖1和圖2示意性地顯示了根據(jù)本發(fā)明的飛行器的第一實(shí)施例， 分別是側(cè)視圖和前視圖。
圖3是更大比例的圖1和圖2的飛行器后部的示意性俯4見(jiàn)圖。
圖4和圖5是對(duì)應(yīng)圖3的示意性俯^L圖，分別顯示了預(yù)防發(fā)動(dòng)機(jī) 或螺旋槳碎裂的尾翼防護(hù)和具有螺旋槳的發(fā)動(dòng)機(jī)的噪聲掩蔽。
圖6和圖7示意性地顯示了根據(jù)本發(fā)明的飛行器的一個(gè)優(yōu)選實(shí)施 例，分別是前一見(jiàn)圖和部分的放大俯視圖。
根據(jù)本發(fā)明并在圖1到圖3中示意性顯示的商用飛機(jī)1具有縱向 軸線X-X并包括機(jī)體2，該機(jī)體2包括機(jī)身3，機(jī)翼4, 一個(gè)水平尾 翼5和兩個(gè)垂直尾翼6。機(jī)翼4支承著各渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)7并且垂直尾翼 6布置在該水平尾翼5的兩端。
此水平尾翼5為具有可變傾斜度的公知的PHR型(或THS),且其 由尾翼沉箱8支撐，該尾翼沉箱8的中心部分安置在機(jī)身3的后部3R內(nèi)。此外，該水平尾翼5呈角度值為cpe的倒尖頂形。同樣，該水平 尾翼5的開(kāi)口邊緣9呈角度值為cpb的倒尖頂形。
在機(jī)體2的后部2R上安裝著具有螺旋槳10的發(fā)動(dòng)機(jī)，該后部 2R包括機(jī)身3的后部3R，水平尾翼5以及垂直尾翼6,該發(fā)動(dòng)機(jī)位 于所述機(jī)身3的后部3R的背部之上，具有軸線L-L,該軸線L-L平 行于飛機(jī)1的縱向軸線X-X并且與其布置在同一個(gè)垂直平面內(nèi)。發(fā)動(dòng) 機(jī)10由布置在尾翼沉箱8的中心部分8C前面支柱11或類似裝置支 撐。在發(fā)動(dòng)機(jī)10的后部，其包括兩個(gè)對(duì)轉(zhuǎn)的非流線型的螺旋槳12和 13，它們布置在所述水平尾翼5的鉛直方向上。
如果在發(fā)動(dòng)機(jī)10運(yùn)轉(zhuǎn)且螺旋槳12和13轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)發(fā)生碎裂，所述 發(fā)動(dòng)機(jī)及/或所述螺旋槳的碎片沿著包含在碎裂區(qū)14內(nèi)的軌跡，該碎 裂區(qū)14指向所述軸線L-L上方，橫;夸所述軸線，由前部前端15和后 部前端16(見(jiàn)圖4)限定范圍。
如圖4所示，該發(fā)動(dòng)機(jī)10以這樣的方式安裝在機(jī)體2的后部2R 上，即，使得所述碎裂區(qū)14的后部前端16位于所述尾翼沉箱8的中 心部分8C的前面。
這樣，在發(fā)動(dòng)機(jī)10和/或螺旋槳12、 13碎裂的情況下，該尾翼沉 箱不會(huì)完全損壞，而只是尾翼5和6的一部分有這樣的風(fēng)險(xiǎn)。
此外，在運(yùn)行時(shí)，各所述螺旋槳12和13發(fā)出噪聲，其聲強(qiáng)在沿 軸線L- L的平面附近最大，并在離開(kāi)該平面時(shí)急劇減小。在此情況下， 螺旋槳12和13在所述軸線L-L周圍產(chǎn)生的全部噪聲的最大聲強(qiáng)是在 螺旋槳12和13之間經(jīng)過(guò)的大致的平面。在圖5中，顯示了噪聲區(qū)17， 其指向發(fā)動(dòng)機(jī)10的軸線L-L上方，橫跨該發(fā)動(dòng)機(jī)的軸線，由前部前 端18和后部前端19限定范圍，在此噪聲區(qū)17中的聲強(qiáng)相對(duì)于所述 最大聲強(qiáng)例如等于-5dB(見(jiàn)圖5)。
如圖5中可見(jiàn)，螺旋槳12、 13,水平尾翼5和垂直尾翼6的相對(duì) 布置是這樣的，在所述發(fā)動(dòng)機(jī)10附近，所述噪聲區(qū)17位于有所述水 平尾翼5和垂直尾翼6形成的通道內(nèi)。在圖5中所示的布置中，水平尾翼5的開(kāi)口邊緣9位于至少大約在噪聲區(qū)17的前部前端18內(nèi)。 這樣，由發(fā)動(dòng)機(jī)IO發(fā)出的噪聲向下方由水平尾翼5掩蔽，而尤
其是側(cè)向地由垂直尾翼6掩蔽。
結(jié)果是，在起飛和著陸期間，由飛機(jī)1的發(fā)動(dòng)才幾10向地面方向
發(fā)出的噪聲因?yàn)楸凰轿惨?且部分地被垂直尾翼6掩蔽而急劇減小。
將會(huì)注意到的是，相對(duì)于性能相同的常見(jiàn)雙渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)， 在具有位于后部的發(fā)動(dòng)機(jī)IO的情況下，飛機(jī)1可使用具有較小功率(并 因此噪聲較小)的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)7?？偠灾?，與這種雙渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的飛 機(jī)相比，飛機(jī)1可因此噪音較小并消耗較少的燃料。
根據(jù)本發(fā)明并在圖6到圖7中示意性顯示的商用飛機(jī)21具有縱 向軸線X-X并包括機(jī)體22，該機(jī)體2包括機(jī)身237，機(jī)翼24, —個(gè) 水平尾翼25和兩個(gè)垂直尾翼26,這兩個(gè)水平尾翼26布置在該水平尾 翼25的兩端。兩個(gè)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)都不由機(jī)翼24支撐。
和水平尾翼5完全一樣，該水平尾翼25為具有可變傾斜度的公 知的PHR型(或THS)，且其由尾翼沉箱28支撐，該尾翼沉箱28的中 心部分28C安置在機(jī)身23的后部23R內(nèi)。水平尾翼25及其開(kāi)口邊緣 29分別具有cpe和(pb的倒尖頂形。
在機(jī)體22的后部22R(該后部22R包括機(jī)身23的后部23R，水 平尾翼25和垂直尾翼26)上系統(tǒng)地安裝了具有螺旋槳的發(fā)動(dòng)機(jī)10G和 10D,它們彼此相鄰，位于所迷機(jī)身23的后部23R的背部之上，并具 有平行于飛機(jī)21的縱向軸線X-X的軸線L-L。發(fā)動(dòng)機(jī)10G和10D分 別由布置在尾翼沉箱28的中心部分28C前面的支柱IIG和IID或類 似裝置支撐。在發(fā)動(dòng)機(jī)10G和10D的后部旁邊，發(fā)動(dòng)機(jī)10G和10D 包括兩個(gè)對(duì)轉(zhuǎn)的非流線型的螺旋槳32和33，它們布置在所述水平尾 翼25的鉛直方向上。
飛才幾1 ^換照和下述類似的方式形成
-發(fā)動(dòng)機(jī)10G和10D以如下方式安裝在機(jī)體22的后部22R上面，即，整個(gè)碎裂區(qū)34的后部前端36考慮位于尾翼沉箱28的中心部分 28C前面的兩個(gè)發(fā)動(dòng)才幾(完全相同的是碎裂區(qū)14的后部前端16位于尾 翼沉箱8的中心部分8C的前面)；-機(jī)體22的后部部分22R以及水平尾翼25的cpe倒尖頂形用作 在螺旋槳32、 33的平面兩側(cè)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)10G和10D的整個(gè)整個(gè)噪聲部 分形成障礙，該噪聲具有的聲強(qiáng)大于由所述發(fā)動(dòng)才幾發(fā)出的最大聲強(qiáng)的 子貞定比例；-由所述機(jī)體的后部所掩蓋的聲強(qiáng)在螺旋槳平面的兩側(cè)至少等 于相對(duì)于最大聲強(qiáng)的大約-5dB;以及-所述水平尾翼25的倒尖頂29的開(kāi)口邊緣最少大約是發(fā)動(dòng)機(jī) IOG和10D的整個(gè)噪聲區(qū)的所述前部前端。尤其在圖6和圖7的實(shí)施例中，有利地顯示了水平尾翼25的尖 頂cpe為20度的級(jí)別，而開(kāi)口ii緣29的尖頂cpb是15度的級(jí)別。
權(quán)利要求
1.一種具有降低的環(huán)境影響的飛行器，其具有縱向的軸線(X-X)，并包括-至少一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)(10；10G，10D)，其包括至少一個(gè)螺旋槳(12，13；32，33)，所述螺旋槳布置在所述發(fā)動(dòng)機(jī)的后部并能夠?qū)λ鲲w行器施加推力，且所述發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在所述飛行器的后部，位于所述飛行器的背部之上，所述發(fā)動(dòng)機(jī)的軸線(L-L)至少基本上平行于所述飛行器的縱向軸線(X-X)，所述發(fā)動(dòng)機(jī)和所述螺旋槳設(shè)置成在碎裂的情況下，它們的碎片沿著包含在碎裂區(qū)(14)內(nèi)的軌跡，所述碎裂區(qū)(14)指向所述發(fā)動(dòng)機(jī)的軸線(L-L)上方，橫跨發(fā)動(dòng)機(jī)的軸線，由前部前端(15)和后部前端(16)限定范圍；以及-機(jī)體(2；22)，其后部(2R；22R)包括一個(gè)水平尾翼(5；25)和兩個(gè)垂直尾翼(6；26)，所述兩個(gè)垂直尾翼分別布置在所述水平尾翼的兩端，所述機(jī)體的后部包括支撐所述水平尾翼的尾翼沉箱(8；28)，并且所述螺旋槳布置在所述機(jī)體后部的鉛直方向上，以這樣的方式形成至少對(duì)于向著所述發(fā)動(dòng)機(jī)下方所產(chǎn)生的噪聲的防噪聲障礙，其特征在于-所述發(fā)動(dòng)機(jī)(10；10G，10D)安裝在所述機(jī)體后部(2R；22R)的上方，使得所述碎裂區(qū)(14；34)的后部前端(16；36)位于所述尾翼沉箱(8；28)的中心部分(8C；28C)的前面；且-所述水平尾翼(5；25)呈倒尖頂形 id="icf0001" file="A2007800097510002C1.tif" wi="8" he="5" top= "188" left = "105" img-content="drawing" img-format="tif" orientation="portrait" inline="yes"/>。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，所述;f幾體后部 上的發(fā)動(dòng)機(jī)的固定系統(tǒng)(ll; 11G, 11D)也布置在所述尾翼沉箱(8;28)的 中心部分(8C; 28C)的前面。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛行器，其特征在于，具有倒尖頂?shù)?所述水平尾翼(5; 25)是傾斜度可調(diào)的。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1到3中任一項(xiàng)所述的飛行器，其特征在于，所述機(jī)體的后部以及所述倒尖頂用作在螺旋槳平面的兩側(cè)對(duì)整個(gè)噪 聲部分形成障礙，所述噪聲具有的聲強(qiáng)大于由所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)出的最大 聲強(qiáng)的預(yù)定比例。
5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器，其特征在于，在所述螺旋槳 平面的兩側(cè)由所述機(jī)體的后部所掩蔽的聲強(qiáng)至少等于相對(duì)于所述最 大聲強(qiáng)的大約-5dB。
6. 根據(jù)權(quán)利要求4或5所述的飛行器，在那些所述噪聲部分中 形成噪聲區(qū)(17),所述噪聲區(qū)(17)指向所述發(fā)動(dòng)機(jī)的所述軸線(L-L)上 方，橫跨此軸線，由前部前端(18)和后部前端(19)限定范圍，其特征在 于，所述水平尾翼的倒尖頂(9; 29)處的開(kāi)口的邊緣至少近似地為所述 噪聲區(qū)(17)的所述前部前端(18)。
7. 根據(jù)權(quán)利要求1到6中任一項(xiàng)所述的飛行器，其特征在于， 所迷水平尾翼的倒尖頂(cpe)為二十多度。
8. 根據(jù)權(quán)利要求6或7所述的飛行器，其特征在于，所述水平 尾翼的所述開(kāi)口邊緣(9; 29)的倒尖頂(cpb)為十五度左右。
9. 根據(jù)權(quán)利要求1到8中任一項(xiàng)所述的飛行器，其特征在于， 所迷飛行器包括安裝在后部上的單獨(dú)的設(shè)有(多個(gè))螺旋槳的這種發(fā)動(dòng) 機(jī)(l0)，以及由所述飛行器的機(jī)翼(4)對(duì)稱地支撐的至少兩個(gè)渦輪發(fā)動(dòng) 機(jī)(7)。
10. 根據(jù)權(quán)利要求1到8中任一項(xiàng)所述的飛行器，其特征在于， 所述飛行器包括兩個(gè)這樣設(shè)有(多個(gè))螺旋槳的發(fā)動(dòng)機(jī)(10G, 10D),所述 發(fā)動(dòng)機(jī)(10G， IOD)安裝在所述飛行器的后部之上，處于所述飛行器的 背部的上方并JU皮此相鄰布置，它們的軸線平行。
全文摘要
一種具有降低的環(huán)境影響的飛行器。根據(jù)本發(fā)明，所述飛行器包括具有至少一個(gè)螺旋槳(12，13)的至少一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)(10)，該發(fā)動(dòng)機(jī)在所述飛行器的后部被支撐在所述飛行器的背部之上，同時(shí)一個(gè)或多個(gè)螺旋槳布置在機(jī)體后部(2R)的鉛直方向上，形成防噪聲障礙，并且碎裂區(qū)(14)的后部前端(16)位于尾翼沉箱(8)的中心部分(8C)之前。
文檔編號(hào)B64D27/02GK101405185SQ200780009751
公開(kāi)日2009年4月8日 申請(qǐng)日期2007年3月15日 優(yōu)先權(quán)日2006年3月20日
發(fā)明者C·克羅斯, P·-E·加爾 申請(qǐng)人:法國(guó)空中巴士公司