МЕХАНИЧЕСКИ РАСПРЕДЕЛЕННАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА И СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАБОТОЙ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
MECHANICALLY DISTRIBUTED POWER PLANT AND METHOD OF AIRCRAFT OPERATION CONTROL

Аспекты определены в независимых пунктах формулы изобретения, и необязательные признаки аспектов определены в зависимых пунктах формулы изобретения.
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к области летательных аппаратов повышенной эффективности и, более конкретно, к летательному аппарату с механически распределенными силовой передачей и архитектурой силовой установки.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Существует насущная экономическая необходимость в повышении топливной эффективности коммерческих летательных аппаратов. Тем не менее, базовая платформа летательных аппаратов не претерпела изменений со времени зарождения эры коммерческой реактивной авиации. Преобладающая конфигурация коммерческого летательного аппарата, представляющая собой трубно-крылатую конфигурацию, представляет собой в высокой степени оптимизированную и сложившуюся платформу, в которой становится все труднее добиваться дальнейшего повышения топливной эффективности. В качестве иллюстрации отметим, что хотя имело место небольшое снижение стреловидности крыла вследствие улучшения аэродинамических свойств, силуэты трубно-крылатых летательных аппаратов за период с 1960-х годов по настоящее время являются в значительной степени сходными. В течение десятилетий инженеры осуществляли оценку и оптимизацию подсистем и компонентов трубно-крылатой конфигурации по эффективности и безопасности. Например, конструкция двигателей развивалась от турбореактивных двигателей к турбовентиляторным двигателям, турбовентиляторным двигателям с высокой степенью двухконтурности, составляющей приблизительно 8,0, и турбовентиляторным двигателям с редуктором, имеющим повышенную степень двухконтурности, составляющую до 12,0. Выгоды от этой сложившейся платформы компенсируются сложностью улучшения данной платформы. Иначе говоря, становится все труднее добиваться повышения рабочих характеристик. Например, повышение эффективности двигателя замедлилось и достигло теоретических пределов для турбовентиляторных двигателей. Повышение эффективности летательных аппаратов (измеряемой в единицах «кг/посадочное место») приблизительно на 1,5% в год теперь обеспечивается путем комбинированного повышения тяговой, аэродинамической и конструктивной эффективности, и это повышение продолжит приближаться к своему пределу с течением времени.
С целью более быстрого повышения экономических выгод для авиаперевозчиков и потребителей, может использоваться новая конфигурация. На протяжении всего существования коммерческих реактивных авиаперевозок предлагались различные изменения конфигурации летательных аппаратов, однако такие изменения конфигурации были непригодны для существующей инфраструктуры авиаперевозок, или же они были слишком радикальными для внедрения. Кроме того, специалисты в данной области техники утверждают, что совершенствование одних лишь силовых установок не может более служить основным фактором перемен. Например, продолжение нынешней практики конструирования будет приводить к повышению лобового сопротивления гондолы, повышению массы движителя и к проблемам с подкрыльным монтажом из-за большого размера вентиляторов.
В свете вышеизложенного, существует необходимость в новой эффективной по расходу топлива конфигурации летательного аппарата, которая была бы совместима со сложившейся системой авиаперевозок. Высокая степень интеграции между силовой установкой и планером может являться фактором значительной экономии, обеспечиваемой будущими конфигурациями. Тем не менее, эта интеграция создает новые проблемы для производителей двигателей и планеров.
РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение направлено на создание летательного аппарата с повышенной топливной эффективностью, имеющего интегрированную силовую установку, которая обеспечивает возможность втягивания пограничного слоя на летательном аппарате. Например, может быть обеспечен фюзеляж, который повышает топливную эффективность в результате интеграции силовой установки внутрь фюзеляжа таким образом, чтобы она обеспечивала возможность втягивания пограничного слоя на летательном аппарате для обеспечения выигрыша в топливной эффективности. В еще одном примере, для дополнительного повышения топливной эффективности летательного аппарата могут быть обеспечены новые механически распределенные силовая передача и архитектура силовой установки.
Согласно первому аспекту, механически распределенная силовая установка для использования в летательном аппарате содержит: двигатель для создания мощности механического привода; приводной вал, функционально связанный с двигателем для приема мощности механического привода; реверсирующую направление трансмиссию, имеющую первый вращающийся вал и второй вращающийся вал, из которых первый вращающийся вал функционально связан с приводным валом для приема мощности механического привода, причем реверсирующая направление трансмиссия выполнена с возможностью перенаправления мощности механического привода, принимаемой на первом вращающемся валу, с первого направления на второе направление на втором вращающемся валу; и движительный вентилятор, связанный со вторым вращающимся валом для преобразования мощности механического привода в тягу.
В некоторых аспектах реверсирующая направление трансмиссия содержит первый наклонный приводной узел для отклонения потока мощности механического привода на первый угол, и второй наклонный приводной узел для отклонения потока мощности механического привода на второй угол.
В некоторых аспектах первый угол и второй угол равны.
В некоторых аспектах как первый угол, так и второй угол являются прямыми углами.
В некоторых аспектах первый наклонный приводной узел и второй наклонный приводной узел механически связаны друг с другом посредством линейного узда приводного вала.
В некоторых аспектах первый наклонный приводной узел содержит первый вращающийся вал, имеющий первую ось вращения, и третий вращающийся вал, имеющий третью ось вращения, причем первый вращающийся вал и третий вращающийся вал механически связаны друг с другом посредством первого набора конических зубчатых колес, и первая ось вращения и третья ось вращения расположены под первым углом друг к другу.
В некоторых аспектах второй наклонный приводной узел содержит второй вращающийся вал, имеющий вторую ось вращения, и четвертый вращающийся вал, имеющий четвертую ось вращения, причем второй вращающийся вал и четвертый вращающийся вал механически связаны друг с другом посредством второго набора конических зубчатых колес, и вторая ось вращения и четвертая ось вращения расположены под вторым углом друг к другу.
В некоторых аспектах третий вращающийся вал и четвертый вращающийся вал механически связаны друг с другом.
В некоторых аспектах третий вращающийся вал и четвертый вращающийся вал механически связаны друг с другом посредством скользящего шлицевого соединения.
В некоторых аспектах реверсирующая направление трансмиссия содержит трубопроводный коллектор и множество гидравлических трубопроводов для подачи смазки на реверсирующую направление трансмиссию.
В некоторых аспектах движительный вентилятор расположен на летательном аппарате с возможностью втягивания пограничного слоя, протекающего по фюзеляжу летательного аппарата.
В некоторых аспектах движительный вентилятор плавно сопряжен с фюзеляжем.
В некоторых аспектах движительный вентилятор плавно сопряжен с фюзеляжем посредством набора интегрированных диффузоров обтекателя гондолы, образованных фюзеляжем.
В некоторых аспектах движительный вентилятор интегрирован с задним сборочным узлом фюзеляжа.
В некоторых аспектах фюзеляж содержит центральный сборочный узел фюзеляжа, имеющий некруглое поперечное сечение.
В некоторых аспектах фюзеляж содержит центральный сборочный узел фюзеляжа, имеющий поперечное сечение в форме двух пересекающихся окружностей.
В некоторых аспектах задний сборочный узел фюзеляжа выполнен в виде полумонококовой конструкции, имеющей множество элементов обшивки фюзеляжа, прикрепленных к внутренней конструкции, которая может быть изготовлена с использованием композиционного материала.
В некоторых аспектах механически распределенная силовая установка выполнена с ориентацией вперед, при которой двигатель выполнен с возможностью выпуска отходящих газов назад.
В некоторых аспектах механически распределенная силовая установка выполнена с ориентацией назад, при которой двигатель выполнен с возможностью выпуска отходящих газов вперед.
В некоторых аспектах двигатель связан с обращенным назад выпускным устройством двигателя для перенаправления отходящих газов назад.
В некоторых аспектах движительный вентилятор расположен отдельно и на удалении от двигателя.
В некоторых аспектах движительный вентилятор интегрирован с фюзеляжем, и двигатель расположен внутри фюзеляжа спереди от движительного вентилятора.
Согласно второму аспекту, летательный аппарат содержит: фюзеляж; набор крыльев, функционально связанных с указанным фюзеляжем; хвостовое оперение, которое расположено на заднем конце указанного фюзеляжа и имеет множество поверхностей управления полетом; движительный вентилятор, интегрированный на заднем конце указанного фюзеляжа, причем задний конец указанного фюзеляжа выполнен с такой геометрической формой, что он направляет пограничный слой, протекающий по фюзеляжу, к движительному вентилятору; двигатель, расположенный внутри фюзеляжа для создания мощности механического привода; и реверсирующую направление трансмиссию для приема мощности механического привода от двигателя и перенаправления мощности механического привода с первого направления на второе направление.
В некоторых аспектах первое направление противоположно второму направлению.
В некоторых аспектах первое направление представляет собой направление от переднего конца, а второе направление представляет собой направление к переднему концу.
В некоторых аспектах фюзеляж содержит центральный сборочный узел фюзеляжа, имеющий некруглое поперечное сечение.
В некоторых аспектах фюзеляж содержит центральный сборочный узел фюзеляжа, имеющий поперечное сечение в форме пересекающихся окружностей.
Согласно третьему аспекту, способ управления летательным аппаратом, имеющим механически распределенную силовую установку, включает этапы, на которых: создают мощность механического привода с использованием двигателя; принимают мощность механического привода от двигателя посредством приводного вала; принимают мощность механического привода от приводного вала посредством реверсирующей направление трансмиссии, причем эта реверсирующая направление трансмиссия содержит первый вращающийся вал и второй вращающийся вал, из которых первый вращающийся вал функционально связан с приводным валом; перенаправляют мощность механического привода, принимаемую на первом вращающемся валу, с первого направления на второе направление на втором вращающемся валу; и вращают движительный вентилятор для преобразования мощности механического привода в тягу, причем движительный вентилятор функционально связан со вторым вращающимся валом.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Эти и другие преимущества настоящего изобретения могут быть легко поняты при обращении к нижеследующему описанию и сопроводительным чертежам, на которых:
На ФИГ. 1a показан изометрический вид примера летательного аппарата согласно аспекту настоящего изобретения.
На ФИГ. 1b показан вид в плане сверху примера летательного аппарата согласно аспекту настоящего изобретения.
На ФИГ. 1с показан вид сбоку примера летательного аппарата.
На ФИГ. 1d показан вид сзади примера летательного аппарата.
На ФИГ. 1e-1g показаны соответственно виды в плане, сбоку и сзади заднего конца примера летательного аппарата.
На ФИГ. 1h показана секция хвостового оперения в примере летательного аппарата и участки сложной геометрической формы вблизи воздухозаборников движителей.
На ФИГ. 2 и 3 сравниваются спутная струя и реактивная струя в случае интегрированных двигателей и навесных двигателей.
На ФИГ. 4a-4d показан задний сборочный узел фюзеляжа с интегрированной силовой установкой в хвостовой части, имеющей механически распределенную архитектуру силовой установки.
На ФИГ. 5а и 5b показан пример модуля движительного вентилятора.
На ФИГ. 6а-6с показана интегрированная силовая установка в хвостовой части с реверсной ориентацией.
На ФИГ. 7а-7с показана интегрированная силовая установка в хвостовой части с ориентацией вперед, с центральными приводными валами.
На ФИГ. 8а-8с показана интегрированная силовая установка в хвостовой части с ориентацией вперед, с внешними приводными валами.
На ФИГ. 9 показан трансмиссионный узел с двумя реверсирующими направление трансмиссиями.
На ФИГ. 10a-10f показаны внешние виды и виды в сечении примеров реверсирующих направление трансмиссий.
На ФИГ. 11 показан набор вращающихся валов с уплотнительными узлами валов для использования в реверсирующей направление трансмиссии.
На ФИГ. 12 показан пример конфигурации, в которой один двигатель выполнен с возможностью привода группы движительных вентиляторов посредством одного приводного вала.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Предпочтительные варианты осуществления настоящего изобретения могут быть описаны ниже со ссылками на сопроводительные чертежи. В последующем описании хорошо известные функции или конструкции не описаны подробно, поскольку они могут усложнить описание ненужными подробностями. Понятно, что в последующем описании такие термины, как «первый», «второй», «верхний», «нижний», «боковой», «передний», «задний» и т.п., представляют собой слова, используемые для удобства, и они не должны рассматриваться в качестве ограничивающих терминов. Кроме того, использование в настоящем документе всех без исключения примеров или вводных слов перед примерами («например», «такие как» и т.п.), предназначено лишь для лучшего освещения вариантов осуществления и не накладывает ограничений на объем вариантов осуществления. Никакие выражения в описании не должны рассматриваться в качестве указывающих на то, что какие-либо незаявленные элементы являются существенными для практической реализации вариантов осуществления. В данном описании будут применяться нижеследующие термины и определения.
Термины «примерный» и «приблизительный», при их использовании для модификации или описания значения (или диапазона значений), означают: в разумной степени близкий к этому значению или диапазону значений. Таким образом, варианты осуществления, описанные в данном документе, не ограничены лишь приведенными значениями и диапазонами значений и будут включать обоснованно применяемые отклонения.
Термины «воздушное судно» и «летательный аппарат» относятся к машинам, способным летать, включая, но без ограничения, летательные аппараты горизонтального взлета и посадки и летательные аппараты вертикального взлета и посадки (VTOL).
Термин «и/или» означает любую одну или более из позиций перечня, соединенных посредством «и/или». Например, «х и/или у» означает любой элемент множества из трех элементов {(х), (у), (х, у)}. Иначе говоря, «х и/или у» означает «одно или оба из х и у». В еще одном примере «х, у и/или z» означает любой элемент множества из семи элементов {(х), (у), (z), (х, у), (х, z), (у, z), (х, у, z)}. Иначе говоря, «х, у и/или z» означает «одно или более из х, у и z». В контексте данного документа термин «пример» служит в качестве неограничивающего примера, частного случая или иллюстрации. В контексте данного документа термины «например» и «в частности» устанавливают перечни из одного или более неограничивающих примеров, частных случаев или иллюстраций.
Термин «композиционный материал» относится к материалу, содержащему добавочный материал и матричный материал. Например, композиционнный материал может содержать волоконный добавочный материал (например, стеклопластик, стекловолокна (GF), углеродные волокна, арамидные/пара-арамидные синтетические волокна, волоконно-металлический многослойный композит и т.п.) и матричный материал (например, эпоксидные смолы, полиимиды, алюминий, титан и глинозем, включая, без ограничения, пластиковую смолу, смолу на основе сложных полиэфиров, поликарбонатную смолу, литьевую смолу, полимерную смолу, термопластик, акриловую смолу, химическую смолу и сухую смолу). Кроме того, композиционные материалы могут содержать особые волокна, встроенные в матричный материал, в то время как гибридные композиционные материалы могут быть получены путем добавления некоторых комплементарных материалов (например, двух или более волоконных материалов) к основной волоконно-эпоксидной матрице.
В данном документе раскрыт летательный аппарат, который, по сравнению с существующими реактивными авиалайнерами, обеспечивает повышенную эффективность, в частности, по втягиванию пограничного слоя (boundary layer ingestion, BLI), интегрированной (т.е. плавно сопряженной с фюзеляжем, blended to the fuselage) силовой установки в хвостовой части, имеющей механически распределенную архитектуру силовой установки.
Раскрытый в данном документе летательный аппарат способен совершать полеты, сравнимые по дальности с существующими узкофюзеляжными реактивными авиалайнерами (например, Boeing 737-800) с дальностью полета от малой до средней. С этой целью летательный аппарат может быть выполнен с возможностью управления посредством двигателей, сравнимых с двигателями Boeing 737-800, и, при необходимости, с возможностью изготовления с использованием существующих материалов при одновременном значительном снижении негативного воздействия на окружающую среду. Иначе говоря, по сравнению с существующими узкофюзеляжными (или широкофюзеляжными) летательными аппаратами с дальностью полета от малой до средней, заявленный летательный аппарат способен уменьшать на 71% горение топлива, снижать шум (например, снижать до 60 дБ эффективный воспринимаемый уровень шума в децибелах (EPNdB)) и уменьшать на 87% низкотемпературное окисление (LTO) NOx.
Повышение эффективности является результатом плотно интегрированной методики проектирования, рассматривающей летательный аппарат как цельную интегрированную систему, а не как собранную совокупность отдельных частей. Во-первых, применение интегрированной силовой установки в хвостовой части снижает необходимую тягу, и это означает, что обеспечивается возможность использования меньших двигателей для снижения массы и расхода топлива.
Во-вторых, интегрированная силовая установка в хвостовой части может использовать механически распределенную архитектуру силовой установки, что обеспечивает ряд преимуществ. Например, механически распределенная архитектура силовой установки показывает намного большее соответствие Правилу сертификации «1/20» летательного аппарата на нелокализованное разрушение ротора двигателя (UERF), благодаря разнесению высокоскоростных золотников в многокамерных компонентах для снижения риска бокового удара, а также обеспечивает более оптимальную массу и балансировку летательного аппарата, благодаря смещению вперед (или, смотря по обстоятельствам, назад) центра тяжести двигателя. Кроме того, механически распределенная архитектура силовой установки обеспечивает возможность оптимизации вентилятора для втягивания пограничного слоя и его воздухозаборника, не принимая во внимание двигатель, с одновременным обеспечением возможности достижения низких степеней повышения давления в вентиляторе (FPR) посредством тесно интегрированных движителей и возможности снижения шума благодаря экранированию вентилятора и двигателя. В результате повышается доступность двигателя при одновременном снижении увлажняемой площади гондолы вентилятора. Фактически, механически распределенная архитектура силовой установки требует минимальной адаптации к существующим архитектурам внутреннего контура двигателя, поскольку модификация может быть проведена лишь для привода.
И наконец, поперечное сечение фюзеляжа может быть некруглым; например, фюзеляж может представлять собой фюзеляж с поперечным сечением в виде двух пересекающихся окружностей, овальный фюзеляж или другой фюзеляж с некруглым поперечным сечением. И действительно, повышенная подъемная сила, создаваемая широким некруглым фюзеляжем, означает уменьшение размера крыльев, необходимого для удержания массы летательного аппарата, вследствие чего требуется меньше топлива для установленного полетного задания. Если необходим овальный фюзеляж, то между двумя усеченными круглыми секциями или полукруглыми секциями может быть размещена по существу прямоугольная секция. Хотя летательный аппарат будет в целом изображаться на фигурах как имеющий поперечное сечение в форме двух пересекающихся окружностей, поперечное сечение фюзеляжа может иметь и другую некруглую форму.
На ФИГ. 1a-1h показан пример летательного аппарата 100 согласно аспекту настоящего изобретения. Более конкретно, на ФИГ. 1а показан изометрический вид летательного аппарата 100, а на ФИГ. 1b показан его вид в плане сверху. На ФИГ. 1 с показан вид сбоку летательного аппарата 100, а на ФИГ. 1d показан его вид сзади. На ФИГ. 1e-1h показаны соответственно вид сверху, вид сзади и изометрический вид заднего конца летательного аппарата 100 с хвостовым оперением 106. Согласно аспекту настоящего изобретения, летательный аппарат 100 может представлять собой летательный аппарат с неизменяемой геометрией крыла и размахом крыльев приблизительно от 70 до 270 футов (от 21 до 82 метров), более предпочтительно приблизительно от 90 до 140 футов (от 27 до 43 метров), наиболее предпочтительно приблизительно 118 футов (36 метров). Длина летательного аппарата 100 может составлять приблизительно от 90 до 250 футов (от 27 до 76 метров), более предпочтительно приблизительно от 90 до 140 футов (от 27 до 43 метров), наиболее предпочтительно приблизительно 115 футов (35 метров). Тем не менее, как должно быть очевидно специалистам в данной области техники, летательный аппарат 100 может быть увеличен (или уменьшен) для облегчения решения конкретных задач на основе, например, установленного полетного задания (т.е. цели полета и/или плана полета).
Хотя летательный аппарат 100 в целом описан в данном документе как пилотируемый (например, он содержит кабину для пилота-человека), указанная кабина может отсутствовать, если летательный аппарат 100 представляет собой беспилотный и/или полностью автономный летательный аппарат (т.е. не требующий управления, осуществляемого пилотом). Например, летательный аппарат 100 может управляться с помощью бортового автономного автопилота, или он может управляться дистанционно по беспроводному каналу связи оператором-человеком, оператором-компьютером (например, дистанционным автопилотом) или базовой станцией. В зависимости от требований полетного задания (например, маневренности, дальности и грузоподъемности), беспилотная версия летательного аппарата 100 может быть уменьшена (например, приблизительно на 40-60% или приблизительно на 50%) по сравнению с его пилотируемой версией.
Как показано на фигурах, летательный аппарат 100 в целом содержит фюзеляж 102, два крыла 110, хвостовое оперение 106 и интегрированную силовую установку для создания тяги, необходимой для полета. Как будет описано ниже, интегрированная силовая установка может использовать механически распределенную архитектуру силовой установки, в которой набор интегрированных движительных вентиляторов 108 (изображены в виде вентиляторов в кольцевом обтекателе) размещена на заднем конце фюзеляжа 102 (например, внутри набора интегрированных диффузоров 116 обтекателя гондолы), и двигатель 414 размещен в любом месте внутри фюзеляжа 102. Двигатель 414 может быть связан с движительными вентиляторами 108 посредством привода или передачи, которая может быть выполнена с ориентацией вперед или с реверсной ориентацией.
Летательный аппарат 100 может также содержать шасси 112 (например, носовое шасси 112а и основное шасси 112b), один или более топливных баков, отсек бортового радиоэлектронного оборудования, грузовой отсек, теплообменник (например, маслоохладитель с воздушным охлаждением от вентилятора), два или более обращенных вперед воздухозаборников 114 вентиляторов для подачи воздуха (например, из пограничного слоя на фюзеляже 102) к движительным вентиляторам 108 и, таким образом, для содействия втягиванию пограничного слоя. Каждый движительный вентилятор 108 может иметь диаметр, например, от 12 до 60 дюймов (от 30 до 152 см), более предпочтительно от 24 до 48 дюймов (от 61 см до 122 см), наиболее предпочтительно приблизительно 38 дюймов (97 см). Каждый движительный вентилятор 108 может использовать, например, от 10 до 30 лопаток, более предпочтительно от 15 до 25 лопаток, наиболее предпочтительно приблизительно от 18 до 20 лопаток, со степенью повышения давления в вентиляторе приблизительно 1,45 (что эквивалентно приблизительно 1,35 при отсутствии втягивания из пограничного слоя).
Фюзеляж 102 может быть сегментирован на один или более продольных центральных конструктивных элементов (например, работающих на растяжение панелей), проходящих в продольном направлении вдоль длины фюзеляжа 102. Например, фюзеляж 102 может в целом содержать передний сборочный узел 102а фюзеляжа, центральный сборочный узел 102b фюзеляжа и задний сборочный узел 102с фюзеляжа, причем эти передний, центральный и задний сборочные узлы 102а, 102b, 102с фюзеляжа изготовлены раздельно и соединены посредством одного или более продольных конструктивных компонентов. Передний сборочный узел 102а фюзеляжа в целом содержит кабину, в то время как центральный сборочный узел 102b фюзеляжа в целом образует отсек полезной нагрузки (например, для груза и/или для пассажиров), смотря по обстоятельствам. Задний сборочный узел 102с фюзеляжа образует хвостовую секцию (например, хвостовое оперение 106) и содержит, помимо всего прочего, интегрированные диффузоры 116 обтекателя гондолы для размещения движительных вентиляторов 108 или другого движительного устройства. Задний сборочный узел 102с фюзеляжа может быть интегрирован или соединен с хвостовым оперением 106.
Поперечное сечение фюзеляжа 102 может быть некруглым и, в некоторых аспектах, может быть применен фюзеляж с поперечным сечением в виде двух пересекающихся окружностей, с двумя «пузырями» или выпуклостями, выступающими с каждой боковой стороны продольного центрального конструктивного элемента, который может проходить по всей длине фюзеляжа 102 (например, от его носа до хвоста). Например, поперечное сечение центрального сборочного узла 102b фюзеляжа летательного аппарата 100 может в целом образовывать две расположенных сторона к стороне цилиндрических выпуклости, соединенных в центре поперечного сечения с образованием либо остроконечного, либо параллельного пересечения с конструктивным элементом (т.е. центральным конструктивным элементом), размещенным в местах соединения выпуклостей (образуя таким образом «Y-образное соединение») на верхней и нижней поверхностях фюзеляжа 102 для образования поперечного сечения фюзеляжа 102с по существу эллиптической линией внешнего контура. Каждая выпуклость может быть, например, полусферической, овальной и т.п.
Некруглый фюзеляж 102, в дополнение к облегчению втягивания пограничного слоя в интегрированной силовой установке, обеспечивает возможность значительного улучшения экологических характеристик и эффективности. Например, замена традиционного трубчатого фюзеляжа (т.е. фюзеляжа круглого сечения) на некруглый фюзеляж 102: (1) повышает подъемную силу фюзеляжа, благодаря чему уменьшаются и облегчаются омываемые поверхности крыльев; (2) создает момент компенсации кабрирования, благодаря чему уменьшается горизонтальное оперение и дополнительно уменьшаются крылья; (3) смещает еще дальше точки передачи нагрузки на боковой стороне фюзеляжа, что снижает нагрузку на часть размаха и массу; (4) обеспечивает шасси с более коротким путем нагрузки в боковую сторону фюзеляжа, что облегчает опорную конструкцию шасси; (5) обеспечивает возможность использования более коротких амортизационных стоек шасси благодаря более короткому хвосту; (6) обеспечивает меньшее количество окон благодаря более короткой кабине/фюзеляжу 102, уменьшая таким образом массу; (7) уменьшает массу балок пола благодаря использованию центральной опоры пола (например, центрального конструктивного элемента); и (8) использует двухкилевую конфигурацию с «пи-образным хвостом» или «п-образным хвостом», а также использует интегрированные диффузоры 116 обтекателя гондолы для установки движителей в направлении заднего конца. Симметричные вертикальные стабилизаторы 106b могут быть прикреплены к хвостовой опорной конструкции 408, которая выровнена по углу с хвостовым лонжероном. Симметричные вертикальные стабилизаторы 106b могут быть размещены с небольшим V-образным расхождением, как показано на ФИГ. 1d.
На ФИГ. 1e-1g показана общая компоновка заднего сборочного узла 102с фюзеляжа и хвостового оперения 106. Задний сборочный узел 102 с может представлять собой полумонококовую конструкцию с двумя или тремя основными элементами обшивки (например, панелями) летательного аппарата, закрепленными и приклеенными по окружности внутренней конструкции. Монококовая конструкция представляет собой конструкцию, в которой шасси интегрировано с фюзеляжем, в то время как полумонококовая конструкция представляет собой конструкцию фюзеляжа с работающей обшивкой, которая сходна с истинным монококом, но по меньшей мере некоторая часть прочности которой обусловлена обычным усилением. Хвостовое оперение 106 в целом содержит один или более горизонтальных стабилизаторов 106а и вертикальных стабилизаторов 106b. Хвостовое оперение 106 может содержать резервные управляющие поверхности с двумя секционированными рулями 106d направления и по меньшей мере двумя рулями 106 с высоты. Хвостовое оперение 106 может быть выполнено в виде одной из нескольких хвостовых конфигураций, включая, например, установленную на фюзеляже, крестоообразную, Т-образную, с цельноповоротным стабилизатором или, как показано на ФИГ. 1a-1h, с пи-образным хвостом (т.е. п-образным хвостом). Три аэродинамических поверхности показанного на фигурах хвостового оперения 106 (т.е. два симметричных вертикальных стабилизатора 106b и горизонтальный стабилизатор 106а) могут быть изготовлены с использованием композиционых сборок с элементами обшивки, подкрепленными сердцевиной. Аэродинамические поверхности хвостовой обшивки 106 имеют основные подъемные лонжероны и меньшие задние лонжероны, через которые они прикреплены друг к другу и фюзеляжу 102 в трех конструктивно определяющих точечных креплениях, два из которых расположены на основном лонжероне, а третье - на заднем лонжероне. Примеры средств для прикрепления вертикального стабилизатора 106b к заднему сборочному узлу 102с фюзеляжа включают: лопатообразное удлинение лонжерона, которое выступает внутрь фюзеляжа и которому придан наклон для сопряжения со смещенными шпангоутами; и крепежную компоновку «прицепного» типа с нескольким проушинами, расположенную в месте пересечения поверхностей двух корпусов. Хотя на фигурах показан горизонтальный V-образный стабилизатор 106а, возможны и другие формы, включая прямолинейные горизонтальные стабилизаторы. Симметричные вертикальные стабилизаторы 106b могут быть прикреплены к хвостовой опорной конструкции, которая выровнена по углу с хвостовым лонжероном. Симметричные вертикальные стабилизаторы 106b могут быть расположены с небольшим V-образным расхождением, как показано на ФИГ. 1d.
Системы носового шасси 112а и основного шасси 112b летательного аппарата 100 могут использовать амортизационные стойки воздушного и/или масляного типа для амортизации ударов во время руления и посадки. В некоторых аспектах амортизирующая способность основного шасси 112b может быть улучшена путем усовершенствования продольных реактивных рычагов. Например, основное шасси 112b может содержать подвеску на продольных реактивных рычагах с одним или более рычагами, присоединенными между осью и шарнирной точкой и проходящими вперед перпендикулярно оси. Рулевая система носового шасси 112а может использовать электромеханический привод, управляемый с помощью триплексного компьютера управления полетом (или другой системы управления) летательного аппарата 100 и приводящий оснащенный гидравлическим усилителем рулевой плунжер носового шасси 112а посредством золотникового клапана для достижения нужного угла поворота. С помощью поворотного потенциометра может быть обеспечена обратная связь по углу поворота. Для обеспечения надлежащего давления и расхода во время операций в широком диапазоне при низких оборотах двигателя может использоваться аккумулятор. Носовое шасси 112а может быть, например, способно осуществлять поворот на углы от 60 до 90 градусов (например, 75 градусов) влево и вправо. Носовое шасси 112а и основное шасси 112b могут убираться и выпускаться с помощью системы с электрическим управлением и гидравлическим приводом, использующей бортовой источник гидравлической мощности. Тормозная система летательного аппарата 100 также может представлять собой систему с электрическим управлением и гидравлическим приводом. Управление может осуществляться, например, с помощью триплексного модуля управления полетом, управляющего электромеханическим приводом, приводящим гидравлический дозирующий клапан. Обратная связь с триплексным модулем управления полетом может быть обеспечена с помощью левого и правого датчиков давления в тормозной системе. Гидравлическое давление может создаваться посредством приводимой двигателем гидравлической системы, и резервная тормозная система обеспечивается путем подачи пневматического аварийного давления непосредственно на тормозные суппорты с помощью золотникового клапана.
Конструкция планера летательного аппарата 100, включая фюзеляж 102, крылья 110 и хвостовое оперение 106, может быть изготовлена с использованием одной или более конструкций из металлов, металлических сплавов или композитов, которые могут включать слоистые композиционные материалы. Например, множество конструкций из металлов, металлических сплавов или композитов могут быть собраны и соединены с помощью процесса совместного отверждения, процесса совместного склеивания или механического скрепления (например, с использованием металлической арматуры, которая может быть изготовлена с использованием алюминия, титана, легких сплавов и т.п.). Хотя летательный аппарат 100 (например, фюзеляж 102) может быть изготовлен из авиационного металлического сплава, композиционные материалы обеспечивают определенные преимущества над металлами при изготовлении конструкций со сложными геометрическими формами. Например, в связи с функцией втягивания пограничного слоя задний сборочный узел 102с фюзеляжа может иметь сложные геометрические формы для направления пограничного слоя от центрального сборочного узла 102b фюзеляжа к воздухозаборникам 114 движительных вентиляторов 108. На ФИГ. 1n показан изометрический вид заднего сборочного узла 102с фюзеляжа, который имеет сложную геометрическую форму 104 для сопряжения верхней поверхности центрального сборочного узла 102b фюзеляжа с интегрированным диффузором 116 обтекателя гондолы. Соответственно, литому композиционному слоистому материалу может быть придана такая форма, чтобы он соответствовал сложной геометрической форме и чтобы непрерывная конструктивная масса повторяла контур сложной геометрической формы без увеличения массы и без концентрации нагрузок на множестве наложенных внахлест или соединенных металлических компонентов. Например, в случае летательного аппарата 100 задний сборочный узел 102с фюзеляжа обеспечивает сложную геометрическую форму для сопряжения верхней поверхности центрального сборочного узла 102b фюзеляжа с интегрированным диффузором (диффузорами) 116 обтекателя гондолы, направляя таким образом пограничный слой от центрального сборочного узла 102b фюзеляжа к обращенным вперед воздухозаборникам 114 вентиляторов, связанным с движительными вентиляторами 108. Следовательно, композиционная конструкция может быть более подходящей для заднего сборочного узла 102с фюзеляжа и любых других конструкций, имеющих сложную геометрическую форму 104. Для максимизации производительности и рабочих характеристик обшивка фюзеляжа может быть подвергнута совместному отверждению с другими компонентами фюзеляжа 102, такими как стрингеры.
Хотя летательный аппарат 100 будет в целом описан с механически распределенной архитектурой силовой установки, имеющей два движительных вентилятора 108 с двумя двигателями 414, возможны и другие силовые установки, включая стандартные двигатели (или их модифицированные версии), двойной вентилятор с одним двигателем (пример которого показан на ФИГ. 12), гибридно-электрический вариант, вариант в гондоле с движителями, использующими заднее втягивание пограничного слоя, и т.п.
Например, гибридно-электрическая система для привода интегрированных движительных вентиляторов 108 посредством электродвигателей описана более подробно в совместной опубликованной патентной заявке США №2017/0203839, Francesco Giannini и др., опубликована 11 января 2017, под названием «Летательный аппарат вертикального взлета и посадки с гибридным движителем».
Приведение в движение с использованием втягивания пограничного слоя. Втягивание пограничного слоя обеспечивает значительное повышение рабочих характеристик летательного аппарата благодаря снижению расхода топлива в результате реэнергизации пограничного слоя, находящегося снаружи фюзеляжа 102, посредством силовой установки. Как должно быть понятно специалистам в данной области техники, термин «пограничный слой» относится к той части воздушного потока, которая проходит смежно с поверхностью летательного аппарата 199 (например, по крылу 110 или фюзеляжу 102), где силы вязкости искривляют окружающий невязкий поток. Тем не менее, осуществление втягивания пограничного слоя сталкивается с определенными проблемами, поскольку оно искривляет воздушный поток, поступающий в двигатель. Для уменьшения искривления существующие коммерческие транспортные летательные аппараты приводятся с помощью турбовентиляторных двигателей большого диаметра, которые обычно представляют собой вентиляторы с прямым приводом или с параллельным соосным приводом, интегрированные с турбомашинными элементами.
Некруглый фюзеляж 102, в дополнение к уменьшению веса за счет «позитивного замкнутого круга», создаваемого уменьшением аэродинамических поверхностей и более оптимальным расположением шасси, обеспечивает интегрированные в конструктивном отношении диффузоры 116 обтекателя гондолы для обеспечения возможности установки движительных вентиляторов 108 для втягивания пограничного слоя. Кроме того, применение композиционного материала облегчает получение сложной геометрической формы 104 в воздухозаборниках 114 вентиляторов при минимальной массе. Например, два или более движительных вентиляторов 108 могут быть интегрированы внутрь спектра обтекания фюзеляжа 102 между вертикальными стабилизаторами 106b (например, пи-образного хвоста). Движительные вентиляторы 108 летательного аппарата 100 выполнены с возможностью втягивания значительной части пограничного слоя, протекающего по фюзеляжу 102. Движительные вентиляторы 108, в отличие от традиционных двигателей 302 в гондоле (например, показанных на ФИГ. 3), способны втягивать пограничный слой на фюзеляже 102 для повышения движительной эффективности и снижения лобового сопротивления. Кроме того, реактивные нагрузки двигателя спроектированы для наилучшего использования жесткости хвостового оперения 106 для соединения с фюзеляжем 102 и для направления нагрузки вовне к обшивке фюзеляжа. Хотя на фигурах показаны два движительных вентилятора 108, специалистам в данном области техники должно быть понятно, что могут применяться дополнительные движительные вентиляторы 108 (или даже один интегрированный движительный вентилятор 108), в зависимости от тяги, необходимой в данном летательном аппарате, и от размера (размеров) движителя.
Для демонстрации преимуществ втягивания пограничного слоя, на ФИГ. 2 и 3 соответственно показаны спутная и реактивная струи интегрированных движительных вентиляторов 108 в сравнении с навесными двигателями. Как показано на ФИГ. 2, спутная струя и движущая реактивная струя смешиваются, если движительные вентиляторы интегрированы в фюзеляж 102, что приводит к снижению общих потерь кинетической энергии и, как следствие, к повышению тяговой эффективности. Действительно, испытания в аэродинамической трубе показывают непосредственное аэродинамическое улучшение от втягивания пограничного слоя. Более конкретно, летательный аппарат 100, имеющий интегрированную силовую установку, обеспечивает аэродинамическое улучшение приблизительно на 8%, что было подтверждено многочисленными испытаниями в аэродинамической трубе при различных числах Рейнольдса и условиях полета. При использовании полностью оптимизированной платформы летательного аппарата прямое 8%-ное аэродинамическое улучшение может быть преобразовано в 15%-ную системную экономию топлива вследствие «спирально» усиливающих друг друга эффектов от снижения массы, необходимой мощности и т.п.
При этом интегрирование движительных вентиляторов 108 в заднюю часть фюзеляжа 102: повышает тяговую эффективность в результате втягивания пограничного слоя на фюзеляже; обеспечивает выравнивание потока с двигателями, что позволяет использовать легкие гондолы минимального размера; значительно повышает момент рыскания при полете с одним неработающим двигателем; сокращает площадь и массу вертикального хвостового оперения; обеспечивает экранирование шума, поскольку передние торцы движительных вентиляторов невидимы с земли; обеспечивает возможность функционирования наплывов киля в качестве монтажных пилонов двигателя/хвоста; и обеспечивает дополнительные акустические экраны. Конструкция силовой установки, которая искривляет указанный путь потока, снижает эффективность втягивания пограничного слоя. Следовательно, задача при проектировании летательного аппарата с втягиванием пограничного слоя состоит в исключении всех искривлений воздушного потока, проходящего от центрального сборочного узла 102b фюзеляжа вверх к движительным вентиляторам 108 и внутрь них. Еще одна серьезная проблема состоит в том, что газогенератор двигателя должен быть перенесен из области искривления потока внутрь узла двигателя/движительного вентилятора. Действительно, в случае, если для получения высокой мощности требуются более крупногабаритные двигатели, они должны быть компактно сосредоточены спереди для устранения проблем, связанных с массой/балансировкой, что требует механической связи для передачи мощности выходного вала от двигателей на заднюю часть силовой установки (например, движительного вентилятора 108).
Следовательно, заявленная интегрированная силовая установка в хвостовой части может использовать механически распределенную архитектуру силовой установки для устранения проблем, связанных с расположением газогенераторов двигателей, и других проблем, создаваемых интегрированной конфигурацией с втягиванием пограничного слоя в летательном аппарате. Более конкретно, в механически распределенной архитектуре силовой установки двигатель 414 может быть механически связан с дистанционно размещенным движительным вентилятором 108 посредством привода, который может содержать один или более редукторов для переключения скорости и направления. Следовательно, дистанционно приводимый движительный вентилятор 108 может быть оптимизирован для допустимого искривления без учета формы/массы двигателя. Иначе говоря, механически распределенная архитектура силовой установки обеспечивает возможность размещения двигателя 414 в оптимальной монтажной области летательного аппарата 100 при одновременном обеспечении возможности размещения движительных вентиляторов 108 таким образом, чтобы облегчалось втягивание пограничного слоя. Оптимальная монтажная область может быть определена в зависимости от Правила сертификации на нелокализованное разрушение ротора двигателя, соображений массы/балансировки летательного аппарата, искривлений воздушного потока и т.п.
На ФИГ. 4a-4d показан задний сборочный узел 102с фюзеляжа со снятой обшивкой фюзеляжа для лучшего показа интегрированной силовой установки в хвостовой части, имеющей механически распределенную архитектуру силовой установки. Как показано на фигурах, задний сборочный узел 102с фюзеляжа может поддерживать компоненты интегрированной силовой установки в хвостовой части посредством одного или более шпангоутов, таких как передний шпангоут 402, средний шпангоут 404 и задний шпангоут 406, хвостовой опорной конструкции 408 и опорного шпангоута 424 вентилятора, который может быть интегрирован с хвостовой опорной конструкцией 408. Каждый из шпангоутов может быть изготовлен из композиционного материала, причем композиционные материалы, размещенные в пожароопасной зоне (зоне сильного нагрева), могут содержать один или более слоев керамики в качестве внешних слоев. Задний сборочный узел 102с фюзеляжа может также использовать одну или более противопожарных перегородок для уменьшения ущерба, который мог бы быть нанесен фюзеляжу вследствие нагрева (или возгорания), вызванного интегрированной силовой установкой в хвостовой части. Например, передний шпангоут 402 может быть выполнен по форме с возможностью вмещения съемной противопожарной перегородки 412, в то время как центральная противопожарная перегородка 410 может быть размещена между средним шпангоутом 404 и задним шпангоутом 406 (как лучше всего показано на ФИГ. 4b). Каждая из съемной противопожарной перегородки 412 и центральной противопожарной перегородки 410 может не выполнять конструктивных функций (например, быть ненесущей), и она может быть изготовлена, например, из титана, титанового сплава и т.п.
Интегрированная силовая установка в хвостовой части в целом содержит набор движительных вентиляторов 108 и набор двигателей 414, причем каждый из двигателей 414 выполнен с возможностью привода (т.е. вращения) движительного вентилятора 108 посредством приводного вала 416 и реверсирующей направление трансмиссии 422. Привод может также содержать один или более редукторов 426 для обеспечения переключения скорости (например, с помощью регулируемого передаточного отношения) и/или направления. Указанные один или более редукторов 426 могут быть включены в тракт передачи между выходом двигателя 414 и входом реверсирующей направление трансмиссии 422. Например, как лучше всего показано на ФИГ. 6а, 7а и 8а, редуктор 426 может быть размещен на выходе двигателя 414, но до приводного вала 416.
Каждый двигатель 414 может представлять собой, например, газотурбинный двигатель (он же газотурбинный генератор мощности механического привода), который представляет собой один из видов газовой турбины, оптимизированный для создания мощности на валу (т.е. мощности механического привода), а не реактивной тяги. В одном примере двигатель 414 может представлять собой турбовинтовой двигатель класса 3,5 МВт (мощность на валу 5000 л.с), хотя его мощность может выбираться в зависимости от конструкции или требуемых рабочих характеристик летательного аппарата 100. Опорный шпангоут 424 вентилятора и набор движительных вентиляторов 108 могут быть связаны друг с другом с образованием движительного вентиляторного модуля 500, как показано на ФИГ. 5а, который может быть интегрирован внутрь заднего сборочного узла 102с фюзеляжа, как показано на ФИГ. 5а, и механически связан с двигателями 414 посредством набора реверсирующих направление трансмиссий 422 (и редуктора 426).
Хотя набор реверсирующих направление трансмиссий 422 показана как открытая, они могут быть помещены внутрь экранированного обтекателя для улучшения аэродинамических свойств летательного аппарата 100 и, таким образом, снижения турбулентности. Набор движительных вентиляторов 108 может быть размещен таким образом, чтобы их поле обтекания вовлекало значительную часть пограничного слоя снаружи фюзеляжа 102 (например, снаружи центрального сборочного узла 102b фюзеляжа). Приводные валы 416 и другие механические связи привода могут быть изготовлены, например, из металлических материалов, композиционных материалов и/или других аэрокосмических материалов, таких как латунь, медные сплавы, алюминий, сталь, стальные сплавы, нержавеющая сталь, титан, кевлар, бор, эпоксидные композиты, углеродные волокна и т.п.
Каждый двигатель 414 показан с обращенным вперед воздухозаборником 418 двигателя для приема воздушного потока, подаваемого в двигатель 414, и обращенным назад выпускным устройством 420 двигателя для выпуска отходящих газов из двигателя 414. Как показано на ФИГ. 4d, интегрированная силовая установка в хвостовой части может быть выполнена с реверсной ориентацией, при которой обеспечивается возможность выпуска отходящих газов 428 из двигателя 414 вперед (например, в направлении носа летательного аппарата 100) с последующим их перенаправлением назад в сторону хвоста летательного аппарата 100 и выпуском через обращенное назад выпускное устройство 420 двигателя. Хотя обращенные вперед воздухозаборники 418 двигателей показаны на конкретных фигурах как расположенные с боковых сторон заднего сборочного узла 102с фюзеляжа, эти обращенные вперед воздухозаборники 418 двигателя могут быть расположены в любом месте на заднем сборочном узле 102с фюзеляжа, включая, помимо всего прочего, нижнюю поверхность заднего сборочного узла 102с фюзеляжа. Аналогичным образом, хотя обращенные назад выпускные устройства 420 двигателей показаны на конкретных фигурах как расположенные на нижней поверхности заднего сборочного узла 102с фюзеляжа, эти обращенные назад выпускные устройства 420 могут быть расположены в любых местах на заднем сборочном узле 102с фюзеляжа, включая, помимо всего прочего, боковые стороны самой задней области (например, заднего конца) заднего сборочного узла 102с фюзеляжа.
Каждая реверсирующая направление трансмиссия 422 может быть U-образной, так что первый конец реверсирующей направление трансмиссии 422 выполнен с возможностью приема мощности механического привода (например, вращающего момента и вращающего усилия) от двигателя 414, имеющего первую ось вращения, посредством приводного вала 416 и передачи мощности механического привода через два сочленения под прямым углом (т.е. под углом 90 градусов) перед выводом мощности механического привода на втором конце реверсирующей направление трансмиссии 422, имеющей вторую ось вращения, которая параллельна первой оси вращения, но повернута на 180 градусов относительно первой оси вращения.
Как должно быть понятно из настоящего описания, еще одно преимущество механически распределенной архитектуры силовой установки состоит в том, что обеспечивается возможность перекомпоновки различных компонентов интегрированной силовой установки в хвостовой части для адаптации к различным конфигурациям летательного аппарата. Например, интегрированная силовая установка в хвостовой части при необходимости может быть заново скомпонована для обеспечения оптимальной массы и балансировки летательного аппарата путем перемещения центра тяжести двигателя 414 назад (т.е. в направлении хвоста).
На ФИГ. 6а показана интегрированная силовая установка в хвостовой части с реверсной ориентацией, без планера, а на ФИГ. 6b и 6с показаны соответственно вид сверху в плане и вид сбоку интегрированной силовой установки в хвостовой части, установленной в заднем сборочном узле 102с фюзеляжа. Как показано на фигурах, интегрированная силовая установка в хвостовой части может быть выполнена с реверсной ориентацией, при которой обеспечивается возможность выпуска отходящих газов из двигателей 414 вперед и их перенаправления в сторону хвоста летательного аппарата 100 посредством обращенных назад выпускных устройств 420 двигателей. Преимущество реверсной ориентации состоит в том, что центр тяжести двигателя (двигателей) 414 смещен в направлении планера 102 и удален от движительных вентиляторов 108. Реверсная ориентация была бы полезна с практической точки зрения в летательном аппарате 100 с более длинным фюзеляжем 102, в котором желательно смещение центра тяжести вперед для сохранения балансировки во время полета. Хотя приводные валы 416 показаны как проходящие вдоль продольной центральной оси заднего сборочного узла 102с фюзеляжа через набор движительных вентиляторов 108, эти приводные валы 416 могут вместо этого проходить вдоль внешних боковых сторон (т.е. периферии) заднего сборочного узла 102с фюзеляжа снаружи (слева и справа) набора движительных вентиляторов 108.
Как показано на ФИГ. 7а-7с, интегрированная силовая установка в хвостовой части может быть выполнена с ориентацией вперед, при которой отходящие газы из двигателей 414 поступают назад в направлении хвоста летательного аппарата 100 и выводятся через обращенные назад выпускные устройства 420 двигателей, что устраняет необходимость в перенаправлении отходящих газов. В таком варианте осуществления центр тяжести двигателей 414 смещен назад в направлении хвоста. Ориентация вперед может быть полезна в летательном аппарате, в котором нет необходимости в переносе центра тяжести вперед, как это может иметь место в случае летательного аппарата, имеющего более короткий фюзеляж, или в случае транспортировки (например, закрепления) больших полезных нагрузок (например, аппаратуры для сбора информации, наблюдения и разведки (ISR)) в передней части летательного аппарата 100. Иначе говоря, двигатели 414 смещены назад для сохранения балансировки с аппаратными средствами, находящимися в передней части фюзеляжа 102.
На ФИГ. 7а показана интегрированная силовая установка 700 в хвостовой части с ориентацией вперед, без планера, а на ФИГ. 7b и 7с показаны соответственно вид сверху в плане и вид сбоку интегрированной силовой установки в хвостовой части, установленной в заднем сборочном узле 102с фюзеляжа. Хотя приводные валы 416 показаны как проходящие вдоль продольной центральной оси заднего сборочного узла 102с фюзеляжа через набор движительных вентиляторов 108, приводные валы 416 могут вместо этого проходить вдоль внешних боковых сторон заднего сборочного узла 102с фюзеляжа снаружи (слева и справа) от набора движительных вентиляторов 108, как показано на ФИГ. 8а-8с. Более конкретно, на ФИГ. 8а показана интегрированная силовая установка 800 в хвостовой части с ориентацией вперед, без планера, с приводными валами 416, расположенными вдоль внешних боковых сторон заднего сборочного узла 102с фюзеляжа, а на ФИГ. 8b и 8с показаны соответственно вид сверху в плане и вид сбоку интегрированной силовой установки 800 в хвостовой части, установленной в заднем сборочном узле 102с фюзеляжа.
На ФИГ. 9 показан трансмиссионный узел 900 с двумя реверсирующими направление трансмиссиями 422, размещенных под заданным углом (т.е. <A) друг к другу посредством конструктивного шпангоута 902. Как должно быть понятно, указанный заданный угол может быть отрегулирован в зависимости от расстояния между движительными вентиляторами 108 и местоположением двигателей 414. Во время работы двигатель 414 создает мощность механического привода, которая передается на движительный вентилятор 108 посредством привода. Привод по существу передает мощность механического привода от двигателя 414 на движительный вентилятор 108, который затем преобразует мощность механического привода в тягу, необходимую для полета (т.е. в мощность аэродинамического потока, достаточную для преодоления лобового сопротивления фюзеляжа летательного аппарата и инерции с целью толкания вперед летательного аппарата 100). Привод может содержать, например, один или более приводных валов, связей и редукторов 426, которые обеспечивают переключение скорости и/или направления.
Хотя существующие конструкции приводных валов способны принимать мощность механического привода от двигателей, установленных внутри фюзеляжа 102, и просто пропускать эту мощность механического привода назад (спереди назад) для ее вывода из основной конструкции планера в том же самом направлении, заявленные реверсирующие направление трансмиссии 422 способны перенаправлять мощность механического привода с одного направления (например, спереди назад) на другое направление (например, сзади вперед). Более конкретно, каждая реверсирующая направление трансмиссия 422 принимает мощность механического привода от одного или более расположенных спереди двигателей 414 посредством приводного вала 416 на их входном конце через вращающийся вал 1016. Затем реверсирующая направление трансмиссия 422 отклоняет эту мощность механического привода посредством двух наклонных приводных узлов 1002 вперед (сзади вперед) на своем входном конце и вводит с задней, некритичной стороны движительного вентилятора 108 (как лучше всего показано на ФИГ. 5b) посредством верхнего вращающегося вала 1016. Внешней поверхности каждого из нижнего и верхнего вращающихся валов 1016 может быть придана такая форма, чтобы она образовывала шлицы, соответствующие шлицам, расположенным на приводном валу 416 или центральной втулке движительного вентилятора 108 (например, на заднем торце центральной втулки). В одном примере входной вращающийся вал 1016 может вращаться со скоростью 5400 об./мин. (мощность приблизительно 5000 л.с.) для вывода на движительные вентиляторы 108 вращающего момента от 4800 до 5000 фут-фунт-сила (от 6528 до 6800 Н*м) на выходном вращающемся валу 1016.
Благодаря размещению двигателей 414 на удалении от движительных вентиляторов 108 и подаче мощности механического привода на движительные вентиляторы 108 с их задней, некритичной стороны, воздушный поток в направлении обращенных вперед воздухозаборников 114 вентиляторов не искривляется. Иначе говоря, реверсирующая направление трансмиссия 422 посредством первого наклонного приводного узла 1002 отклоняет поток мощности механического привода от двигателей 414 на первый заданный угол (показан на фигурах как прямой угол) для прохождения потока мощности вверх в направлении движительных вентиляторов 108. Затем реверсирующая направление трансмиссия 422 отклоняет, посредством второго наклонного приводного узла 1002, поток мощности механического привода на второй заданный угол (также показанный на фигурах как прямой угол) в заднюю сторону центральной втулки движительного вентилятора 108. Трансмиссионный узел 900, показанный на ФИГ. 9, представляет приводную конструкцию для двух двигателей 414, которая подает мощность вала на две независимых реверсирующих направление трансмиссии 422 в задней части заднего сборочного узла 102с фюзеляжа. В некоторых аспектах трансмиссионный узел 900 может содержать кожухи 904 валов для защиты вращающихся приводных валов 416 (которые не показаны на ФИГ. 9) от окружающей среды. Предусмотрен конструктивный шпангоут 902 для размещения нижнего конца каждой реверсирующей направление трансмиссии 422 и для обеспечения пути передачи нагрузки на задний сборочный узел 102с фюзеляжа.
На ФИГ. 10a-10d соответственно показаны перспективный вид, вид сзади, вид сбоку и вид в сечении примера реверсирующей направление трансмиссии 422. Реверсирующая направление трансмиссия 422 обеспечивает возможность точного размещения входного и выходного валов под углом, необходимым для выравнивания с приводным валом 416, проходящим от двигателя 414, и с движительными вентиляторами 108. При выводе мощности механического привода из верхнего наклонного приводного узла 1002 обеспечивается возможность ее передачи на входное сопряжение с приводом движительных вентиляторов 108 (например, с задней поверхности центральной втулки).
Как показано на фигурах, реверсирующая направление трансмиссия 422 в целом содержит набор наклонных приводных узлов 1002, разделенных линейным узлом 1004 приводного вала. Каждый из наклонных приводных узлов 1002 служит для отклонения мощности механического привода на заданный угол (например, на прямой угол, как показано на фигурах), в то время как узел 1004 вала линейного привода передает мощность механического привода между наклонными приводными узлами 1002, если эти наклонные приводные узлы 1002 не могут быть соединены непосредственно друг с другом из-за необходимости их размещения на расстоянии или для обеспечения возможности их относительного смещения. Благодаря включению линейного узла 1004 приводного вала в состав реверсирующей направление трансмиссии 422 (а также обеспечению скользящих шлицевых соединений), обеспечивается также нейтрализация изменения размеров из-за изменения температуры. Тем не менее, следует понимать, что линейный узел 1004 приводного вала может отсутствовать, в зависимости от необходимого расстояния между наклонными приводными узлами 1002.
Каждый из наклонных приводных узлов 1002 содержит наклонный корпус 1006 и набор узлов 1012 вращающегося вала, причем наклонный корпус 1006 выполнен с возможностью размещения набора узлов 1012 вращающегося вала под заданным углом друг к другу. Наклонный корпус 1006 может также содержать съемную смотровую крышку 1008 для получения доступа к внутренним компонентам набора узлов 1012 вращающегося вала. Смотровая крышка 1008 обеспечивает возможность легкого доступа к внутренним компонентам реверсирующих направление трансмиссий 422, что снижает расходы на техобслуживание и/или ремонт. Съемные смотровые крышки 1008 могут быть прикреплены к наклонному корпусу 1006 посредством множества крепежных средств (например, болтов) или непосредственно присоединены по резьбе к наклонному корпусу 1006. Линейный узел 1004 приводного вала в целом содержит линейный корпус 1024 и, в некоторых аспектах, соединенный с ним трубопроводный коллектор 1022. Линейный корпус 1024 выполнен с возможностью соединения узла 1012 вращающегося вала первого наклонного приводного узла 1002 с узлом 1012 вращающегося вала второго наклонного приводного узла 1002. Например, линейный корпус 1024 может использовать скользящие шлицевые связи/соединения 1028 для обеспечения необходимого выравнивания и посадок между вращающимися валами 1016 для передачи мощности механического привода от одного наклонного приводного узла 1002 (например, нижнего наклонного приводного узла 1002) на другой наклонный приводной узел 1002 (например, верхний наклонный приводной узел 1002). Как показано на фигурах, первый наклонный приводной узел 1002 и второй наклонный приводной узел 1002 выровнены таким образом, что выходная ось вращения (ось А), проходящая от этого первого наклонного приводного узла 1002, совпадает с входной осью вращения второго наклонного приводного узла 1002, проходящей к этому второму наклонному приводному узлу 1002.
На ФИГ. 11 показан набор вращающихся валов с уплотнительным узлом 1018 вала для использования в реверсирующей направление трансмиссии 422. Выгодным конструктивным признаком реверсирующей направление трансмиссии 422 является использование сварных фланцев на наклонных корпусах 1006 и линейном корпусе 1024, что обеспечивает возможность вращения и выравнивания крепежных фланцев 1026 до выполнения завершающего сварного шва. С этой целью опора 1014 вала в узле 1012 вращающегося вала может содержать фланец 1102, зажимаемый и закрепляемый между крепежными фланцами 1026 посредством одного или более крепежных средств 1010 (например, болтов). После того, как выравнивание и посадка отрегулированы и/или верифицированы, крепежные фланцы 1026 и фланец 1102 могут быть сварены друг с другом прямо на месте. Каждый из наклонных корпусов 1006 и линейного корпуса 1024 могут быть изготовлены, например, из металлических материалов и/или композиционных материалов, таких как латунь, медные сплавы, алюминий, сталь, стальные сплавы, нержавеющая сталь, титан, кевлар, бор, эпоксидные композиты, углеродные волокна и т.п.
Для передачи мощности механического привода под заданным углом, каждый из вращающихся валов 1016 может содержать прецизионное коническое зубчатое колесо 1106 на одном конце и шлицы (например, гребни) на другом конце осевой части. Как показано на фигурах, прецизионное коническое зубчатое колесо 1106 может содержать расположенное по центру в радиальном направлении шлицевое отверстие 1108, поверхность внутренней стенки которого может быть выполнена по форме таким образом, чтобы она образовывала шлицы. Соответственно, соединение с данным набором зубчатых колес и отсоединение от него может осуществляться посредством шлицев, выполненных в коническом зубчатом колесе 1106 и/или в компонентах вала. Начальная поверхность каждого прецизионного конического зубчатого колеса 1106 может быть наклонена под углом 45 градусов к ее оси вращения для обеспечения 90-градусного отклонения, хотя возможны и другие углы для обеспечения нужного угла отклонения. При этом, как показано на ФИГ. 10d, длина линейного корпуса 1024 может быть задана такой, чтобы была обеспечена возможность идентичности всех вращающихся валов 1016, в результате чего снижаются расходы на инструментальную обработку и обеспечивается более высокая гибкость при выборе запасных частей. Тем не менее, в случае увеличения или уменьшения расстояния между верхним и нижним наклонными приводными узлами 1002, вращающиеся валы 1016 внутри линейного наклонного корпуса 1024 могут быть соответствующим образом отрегулированы по длине. Вращающиеся валы 1016 могут быть изготовлены, например, из металлических материалов, композиционных материалов и/или других авиационных материалов, таких как латунь, медные сплавы, алюминий, сталь, стальные сплавы, нержавеющая сталь, титан, кевлар, бор, эпоксидные композиты, углеродные волокна и т.п.
Передача мощности механического привода, при ее высоком уровне, требует использования прецизионных подшипников и соответствующих поддерживающих аксессуаров (например, системы смазки, гнезд подшипников, сепараторов, уплотнений и т.п.). Например, уплотнительный узел 1018 вала может быть размещен между каждой опорой 1014 вала и соответствующим ей вращающимся валом 1016 для ограничения относительного перемещения лишь в нужном направлении с одновременным снижением трения при вращении и поддержкой радиальной и осевой нагрузок. Как показано на ФИГ. 11, уплотнительный узел 1018 вала может содержать, помимо всего прочего, внутреннее сепараторное устройство 1110, множество шарикоподшипников 1112 качения, множество центральных колец (например, большее внешнее кольцо 1114 с меньшим внутренним кольцом 1116) и центральный разделительный корпус (например, больший внешний корпус 1118 с меньшим внутренним корпусом 1120). Каждый из шарикоподшипников 1112 может содержать по меньшей мере две беговых дорожки для вмещения множества шариков и передачи нагрузок через эти шарики. Уплотнительный узел 1018 вала закреплен внутри полости, образованной опорой 1014 вала, посредством внутреннего суппорта (например, ножки, образованной опорой 1014 вала) и внешнего сепараторного устройства 1122 между этими суппортом и устройством. Уплотнительный узел 1018 вала может также содержать одно или более радиальных уплотнений для удержания смазки внутри полости, образованной опорой 1014 вала. В некоторых аспектах возможно размещение шайбы суппорта между внутренним суппортом и уплотнительным узлом 1018 вала для поддержки тыльной стороны уплотнительного узла 1018 вала таким образом, чтобы уплотнительный узел 1018 вала был вставлен в указанную полость. Опора 1014 вала может быть изготовлена из одного или более металлических материалов, таких как латунь, медные сплавы, алюминий, сталь, стальные сплавы, титан и т.п.
Летательный аппарат 100 может использовать систему смазки для очистки, охлаждения, уплотнения и защиты от коррозии/ржавчины различных компонентов, включая двигатель 414 и реверсирующую направление трансмиссию 422. С этой целью внешняя поверхность реверсирующей направление трансмиссии 422 также содействует подаче смазки и прочистке гидравлических трубопроводов 1020. Например, реверсирующая направление трансмиссия 422 также может содержать множество гидравлических трубопроводов 1020 (например, труб, шлангов и т.п.) и трубопроводный коллектор 1022 для объединения всех гидравлических трубопроводов 1020 в одном общем месте с целью обеспечения простоты в обслуживании. Гидравлические трубопроводы 1022 могут быть выполнены с возможностью соединения с системой смазки в трубопроводном коллекторе 1022, причем гидравлические трубопроводы 1020 будут использоваться для подачи смазки на различные компоненты реверсирующей направление трансмиссии или от этих компонентов. Например, сеть гидравлических трубопроводов 1020 может быть размещена на реверсирующей направление трансмиссии 422 для переноса смазки от системы смазки (через трубопроводный коллектор 1022) к целевым областям внутри реверсирующей направление трансмиссии 420 и обратно к системе смазки (через трубопроводный коллектор 1022). В некоторых аспектах разные типы смазки могут переноситься к разным областям реверсирующей направление трансмиссии 422 в зависимости, например, от нужных температур, вязкости и т.п. По длине гидравлических трубопроводов 1020 могут быть предусмотрены втулки 1030 для предотвращения нежелательных вибраций гидравлических трубопроводов 1020 между точками крепления.
Хотя реверсирующая направление трансмиссия 422 в целом описана как U-образная, с двумя наклонными приводными узлами 1002 с углом 90 градусов, возможны и другие конфигурации и углы. Например, как показано на фигурах 10е и 10f, в случае, если необходимо не реверсирование направления оси вращения, а смещение в боковом направлении, верхний наклонный приводной узел 1002 может быть повернут относительно нижнего наклонного приводного узла 1002 вокруг оси А для обеспечения S-образной трансмиссии. Кроме того, приводные узлы 1002 не обязательно имеют колено с углом 90 градусов, как показано на ФИГ. 10f. Преимущество реверсирующей направление трансмиссии 422 состоит в том, что обеспечивается возможность поворота наклонных приводных узлов 1002 относительно друг друга вокруг оси А без необходимости внесения изменений в их компоненты.
Хотя предыдущие примеры иллюстрируют конфигурацию, в которой один двигатель 414 приводит один движительный вентилятор 108, механически распределенная архитектура силовой установки может вместо этого использовать один двигатель 414 для привода множества движительных вентиляторов 108. На ФИГ. 12 показана примерная компоновка 1200, в которой один двигатель 414 выполнен с возможностью привода множества движительных вентиляторов 108 посредством одного приводного вала 416. Как показано на фигуре, один приводной вал 416 механически связан с двумя приводными валами 1202 вентиляторов посредством редуктора. Для ясности различные кожухи и обтекатели не показаны на фигуре, чтобы лучше проиллюстрировать компоновку зубчатой передачи. Редуктор может использовать, например, множество конических зубчатых колес для передачи мощности механического привода от одного приводного вала 416 на каждый из двух приводных валов 1202 вентиляторов. С этой целью каждый из одного приводного вала 416 двигателя, проходящего от двигателя 414, и двух приводных валов 1202 вентиляторов может содержать коническое зубчатое колесо, причем коническое зубчатое колесо 1204 указанного одного приводного вала 416 двигателя зубчатых колес по размеру и форме с возможностью привода каждой из двух конических зубчатых колес 1206 на приводных валах 1202 вентиляторов. Как показано на фигуре, каждый из приводных валов 1202 вентиляторов также содержит второе коническое зубчатое колесо 1208 на своем противоположном конце. Второе коническое зубчатое колесо 1208 выполнено по размерам и форме с возможностью привода соответствующих конических зубчатых колес, расположенных на каждом из движительных вентиляторов 108. Как показано на ФИГ. 12, для двух движительных вентиляторов 108 может использоваться компоновка с противоположным вращением. Например, один движительный вентилятор 108 может вращаться по часовой стрелке, в то время как один или два смежных движительных вентилятора 108 вращаются против часовой стрелки.
Упоминаемые выше патенты и опубликованные патентные заявки полностью включены в данный документ посредством ссылки. Хотя различные варианты осуществления были описаны со ссылками на конкретные компоновки частей, признаков и т.п., они не предназначены для охвата всех возможных компоновок или признаков, и на практике многие другие варианты осуществления, модификации и вариации могут быть выявлены специалистами в данной области техники. Таким образом, следует понимать, что настоящее изобретение может быть реализовано на практике иным образом, чем конкретно описано выше.
Объект настоящего изобретения описан в нижеследующих пунктах:
1. Механически распределенная силовая установка (700, 800) для использования в летательном аппарате (100), содержащая:
двигатель (41, 108, 414) для создания мощности механического привода;
приводной вал (416), функционально связанный с двигателем (41, 108, 414) для приема мощности механического привода;
реверсирующую направление трансмиссию (900), имеющую первый вращающийся вал (1016) и второй вращающийся вал (1016), из которых первый вращающийся вал (1016) функционально связан с приводным валом (416) для приема мощности механического привода, причем
реверсирующая направление трансмиссия (900) выполнена с возможностью перенаправления мощности механического привода, принимаемой на первом вращающемся валу (1016), с первого направления на второе направление на втором вращающемся валу (1016); и
движительный вентилятор (4, 108, 800), связанный со вторым вращающимся валом (1016) для преобразования мощности механического привода в тягу.
2. Механически распределенная силовая установка (700, 800) по п. 1, в которой реверсирующая направление трансмиссия (900) содержит первый наклонный приводной узел (1002) для отклонения потока мощности механического привода на первый угол, и второй наклонный приводной узел (1002) для отклонения потока мощности механического привода на второй угол.
3. Механически распределенная силовая установка (700, 800) по п. 2, в которой первый угол и второй угол равны.
4. Механически распределенная силовая установка (700, 800) по п. 2 или 3, в которой первый наклонный приводной узел (1002) и второй наклонный приводной узел (1002) механически связаны друг с другом посредством линейного узла приводного вала (416).
5. Механически распределенная силовая установка (700, 800) по п. 2, п. 3 или п. 4, в которой первый наклонный приводной узел (1002) содержит первый вращающийся вал (1016), имеющий первую ось вращения, и третий вращающийся вал (1016), имеющий третью ось вращения, причем первый вращающийся вал (1016) и третий вращающийся вал (1016) механически связаны друг с другом посредством первого набора конических зубчатых колес, и первая ось вращения и третья ось вращения расположены под первым углом относительно друг друга.
6. Механически распределенная силовая установка (700, 800) по п. 5, в которой второй наклонный приводной узел (1002) содержит второй вращающийся вал (1016), имеющий вторую ось вращения, и четвертый вращающийся вал (1016), имеющий четвертую ось вращения, причем второй вращающийся вал (1016) и четвертый вращающийся вал (1016) механически связаны друг с другом посредством второго набора конических зубчатых колес, и вторая ось вращения и четвертая ось вращения расположены под вторым углом относительно друг друга.
7. Механически распределенная силовая установка (700, 800) по п. 6, в которой третий вращающийся вал (1016) и четвертый вращающийся вал (1016) механически связаны друг с другом посредством скользящего шлицевого соединения (1028).
8. Механически распределенная силовая установка (700, 800) по любому из предыдущих пунктов, в которой реверсирующая направление трансмиссия (900) содержит трубопроводный коллектор (1022) и множество гидравлических трубопроводов для подачи смазки на реверсирующую направление трансмиссию (900).
9. Механически распределенная силовая установка (700, 800) по любому из предыдущих пунктов, в которой движительный вентилятор (4, 108, 800) расположен на летательном аппарате (100) с возможностью втягивания пограничного слоя, протекающего (110) по фюзеляжу (102) летательного аппарата (100).
10. Механически распределенная силовая установка (700, 800) по п. 9, в которой движительный вентилятор (4, 108, 800) плавно сопряжен с фюзеляжем (102).
11. Механически распределенная силовая установка (700, 800) по п. 9 или п. 10, в которой движительный вентилятор (4, 108, 800) плавно сопряжен с фюзеляжем (102) посредством набора интегрированных диффузоров обтекателя гондолы, образованных фюзеляжем (102).
12. Механически распределенная силовая установка (700, 800) по п. 9, в которой движительный вентилятор (4, 108, 800) интегрирован с задним сборочным узлом (102с) фюзеляжа (102).
13. Механически распределенная силовая установка (700, 800) по п. 9, в которой фюзеляж (102) содержит центральный сборочный узел (102b) фюзеляжа, имеющий поперечное сечение в виде двух пересекающихся окружностей.
14. Механически распределенная силовая установка (700, 800) по п. 12, в которой задний сборочный узел (102 с) фюзеляжа изготовлен в виде полумонококовой конструкции, имеющей множество элементов обшивки фюзеляжа, прикрепленных к внутренней конструкции.
15. Механически распределенная силовая установка (700, 800) по любому из предыдущих пунктов, выполненная с ориентацией вперед, при которой двигатель (41, 108, 414) выполнен с возможностью выпуска отходящих газов назад.
16. Механически распределенная силовая установка (700, 800) по любому из предыдущих пунктов, выполненная с реверсной ориентацией, при которой двигатель (41, 108, 414) выполнен с возможностью выпуска отходящих газов вперед, причем двигатель (41, 108, 414) связан с обращенным назад выпускным устройством двигателя (41, 108, 414) для перенаправления отходящих газов назад.
17. Летательный аппарат, содержащий: фюзеляж (102);
набор крыльев (110), функционально связанных с указанным фюзеляжем (102);
хвостовое оперение (106), расположенное на заднем конце указанного фюзеляжа (102) и имеющее множество поверхностей управления полетом;
движительный вентилятор (4, 108, 800), интегрированный на заднем конце указанного фюзеляжа (102), причем задний конец указанного фюзеляжа (102) выполнен с такой геометрической формой, чтобы направлять пограничный слой, протекающий (110) по фюзеляжу (102), к движительному вентилятору (4, 108, 800);
двигатель (41, 108, 414), расположенный внутри фюзеляжа (102) для создания мощности механического привода; и
реверсирующую направление трансмиссию (900) для приема мощности механического привода от двигателя (41, 108, 414) и перенаправления мощности механического привода с первого направления на второе направление.
18. Летательный аппарат по п. 17, в котором первое направление представляет собой направление от переднего конца, а второе направление представляет собой направление к переднему концу.
19. Летательный аппарат по п. 17 или 18, в котором фюзеляж (102) содержит центральный сборочный узел (102b) фюзеляжа, имеющий поперечное сечение в виде двух пересекающихся окружностей.
20. Способ управления работой летательного аппарата (100), имеющего механически распределенную силовую установку (700, 800); причем способ включает этапы, на которых:
создают мощность механического привода с использованием двигателя (41, 108, 414);
принимают мощность механического привода от двигателя (41, 108, 414) посредством приводного вала (416);
принимают мощность механического привода от приводного вала (416) посредством реверсирующей направление трансмиссии (900), которая содержит первый вращающийся вал (1016) и второй вращающийся вал (1016), из которых первый вращающийся вал (1016) функционально связан с приводным валом (416);
перенаправляют мощность механического привода, принимаемую на первом вращающемся валу (1016), с первого направления на второе направление на втором вращающемся валу; и
вращают движительный вентилятор (4, 108, 800) для преобразования мощности механического привода в тягу, причем движительный вентилятор (4, 108, 800) функционально связан со вторым вращающимся валом.