ГИБРИДНЫЙ САМОЛЕТ
HYBRID AIRCRAFT

Изобретение относится к самолету, а также к способу изготовления самолета. Самолет имеет двигатель внутреннего сгорания, с помощью которого обеспечивается возможность создания приводной мощности для привода пропеллера самолета. Под самолетом понимается, в частности, приводимый в действие с помощью двигателя самолет с неподвижным крылом. Однако под понятие самолет попадают также летательные аппараты с несущим винтом (самолет с несущим винтом, вертолет) и мотопланеры.
В современных самолетах с пропеллерным приводом, таких как легкие самолеты, двигатель внутреннего сгорания, например поршневой двигатель или турбинный привод, либо жестко соединен через вал, либо через коробку передач с пропеллером с целью его привода. На основании механического соединения между двигателем внутреннего сгорания и пропеллером образованный так привод самолета расположен концентрированно на самолете, в большинстве случаев на крыле или в носовой части фюзеляжа. Эти положения оказались благоприятным согласованием друг с другом, с одной стороны, как конструктивных критериев относительно положения пропеллера, так и, с другой стороны, критериев положения двигателя внутреннего сгорания. При этом связанные с согласованием потери обтекаемости компенсируются с помощью двигателя внутреннего сгорания с соответствующей большей мощностью. Однако это приводит к соответствующему увеличенному расходу самолетом топлива.
В публикации DE 102011103572 А1 приведено описание способного самостоятельно взлетать планера, который имеет предназначенный для повторной зарядки источник постоянного напряжения и электропривод по меньшей мере с двумя электродвигателями для привода соответствующего пропеллера. Планер может также иметь двигатель внутреннего сгорания с соединенным с ним электрическим генератором для зарядки источника постоянного напряжения во время полета. Двигатель внутреннего сгорания и электрический генератор образуют совместно агрегат аварийного электроснабжения. Когда рабочее напряжение источника постоянного напряжения опускается ниже заданного порогового значения, необходимо уменьшать отбираемую мощность или снова заряжать источник постоянного напряжения с помощью агрегата аварийного электроснабжения.
В публикации US 2462201 А приведено описание самолета с электрически приводимым в действие пропеллером и приводимым в действие с помощью турбины генератором. Генератор и электродвигатель для пропеллера соединены непосредственно друг с другом через трехфазную шину генератора. Генератор и турбина расположены вблизи центра тяжести самолета.
В публикации US 4605185 А приведено описание самолета с приводимыми электрически в действие пропеллерами, которые получают свою электрическую энергию от генератора, который приводится в действие с помощью двигателя внутреннего сгорания. Двигатель внутреннего сгорания настолько сильный, что самолет может летать с большей скоростью, чем обычно. Для случая выхода из строя двигателя внутреннего сгорания предусмотрена батарея для электроснабжения, которая обеспечивает возможность аварийной работы электродвигателей.
В публикации DE 102008014404 А1 приведено описание летательного аппарата с гибридным приводом, при этом двигатель внутреннего сгорания приводит в действие генератор для создания тока, и ток питает действующий в качестве первичного привода электродвигатель и/или буферную батарею, при этом электродвигатель можно снабжать током также из буферной батареи. Электродвигатель питается из буферной батареи, когда выходит из строя двигатель внутреннего сгорания, для чего буферная батарея выполнена так, что всегда обеспечивается возможность надежного приземления летательного аппарата за счет обеспечения с помощью батареи остаточного времени полета 15 мин.
В публикации WO 2011/144690 А1 приведено описание вертолета, в котором несущие винты приводятся в действие с помощью электродвигателей, при этом необходимая для этого электрическая энергия создается с помощью блока из двигателя и генератора. Кроме того, создаваемая генераторами электрическая энергия может подаваться в электрический накопитель с целью обеспечения возможности использования этой промежуточно накапливаемой энергии для аварийного снабжения электродвигателей, если один или несколько двигателей внутреннего сгорания блоков из двигателя и генератора выходят из строя. Промежуточно накапливаемую энергию можно применять также для обеспечения пиков необходимой мощности электродвигателей.
В публикации DE 19525267 С2 приведено описание привода, в котором в качестве источника энергии применяется водород, который создается по потребности непосредственно или посредством реакции с литием, натрием и другими элементами, а также водой, а затем с помощью приводного блока, такого как газовая турбина или дизельный двигатель, или с помощью теплового двигателя с генератором преобразуется в приводную мощность.
В публикации WO 2011/144696 А1 приведено описание самолета с поворотным крылом, в котором необходимая для привода мощность для всех пропеллеров обеспечивается с помощью общего блока двигателя или турбины, а затем мощность через электрическое соединение в зависимости от цели полета оптимально распределяется между пропеллерами, которые приводятся в действие электродвигателями.
В публикации US 1511448 А приведено описание самолета с электрически приводимым в действие пропеллером, при этом электрический приводной двигатель получает энергию из генератора, который приводится в действие с помощью двигателя. Двигатель может быть расположен в носовой части фюзеляжа, в то время как пропеллеры с электродвигателями могут быть установлены на крыльях.
В публикации US 4554989 приведено описание вертолета, несущие винты которого приводятся в действие электрически, при этом генератор создает необходимую для привода несущих винтов электрическую энергию. Генератор приводится в действие с помощью турбины, шахта для выхода отработавших газов которой открыта вверх.
В публикации DE 102010021026 А1 приведено описание системы привода и создания энергии для летательных аппаратов. Система генерирования энергии поставляет электрическую энергию через вентильный преобразователь переменного тока в первый электродвигатель основного несущего винта вертолета. Система генерирования энергии может содержать, например, двигатель Ванкеля и генератор. В крейсерском полете вертолета, когда потребность в мощности для электродвигателя основного несущего винта не так велика как при взлете, имеющуюся дополнительную мощность системы генерирования энергии можно использовать для зарядки аккумулятора.
В публикации US 2011/0089290 А1 приведено описание самолета с реактивными двигателями, которые расположены над поверхностью крыла с целью уменьшения излучения шума двигателей к земле.
В публикации DE 2720957 А1 приведено описание мотопланеров, которые имеют пропеллерные приводы, которые расположены в различных местах, с целью обеспечения безупречной аэродинамической формы и достижения практического расположения центра тяжести летательного аппарата.
В публикации DE 3245011 А1 приведено описание планера с демонтируемым вспомогательным двигателем. Вспомогательный привод может быть приводимым в действие с помощью электрических батарей электродвигателем с пропеллером.
В US 2008/184906 А1 приведено описание гибридного самолета, который может иметь параллельный гибридный привод или последовательный гибридный привод. Блок генерирования энергии образован двигателем внутреннего сгорания, выхлопная труба которого направлена в гибридном самолете к задней части самолета.
Задача изобретения состоит в обеспечении при изготовлении самолета большего количества конструктивных степеней свободы при определении подходящих положений как для пропеллера, так и для двигателя внутреннего сгорания.
Задача решена с помощью самолета согласно п.1 формулы изобретения. Предпочтительные модификации изобретения указаны в зависимых пунктах формулы изобретения.
С помощью изобретения обеспечивается возможность целесообразного распределения отдельных компонентов привода летательного аппарата соответственно на летательном аппарате. Для этого двигатель внутреннего сгорания предусмотрен не в качестве механического привода для пропеллера, а в качестве составляющей части блока генерирования энергии, который кроме двигателя внутреннего сгорания содержит еще соединенный с ним с помощью вала электрический генератор. Таким образом, с помощью двигателя внутреннего сгорания сначала генерируется электрическая энергия. Пропеллер предусмотрен в качестве составляющей части блока создания тяги, который содержит кроме пропеллера также электродвигатель, который соединен с ним с помощью вала.
Для обеспечения возможности работы электродвигателя блок создания тяги и блок генерирования энергии электрически соединены друг с другом. Для этого генератор соединен с электродвигателем с помощью электрического передаточного устройства. В отличие от вала для механического соединения это электрическое передаточное устройство может содержать гибкие кабели, через которые можно передавать электрическую мощность от генератора к электродвигателю. Таким образом, можно свободно выбирать относительное положение блока генерирования энергии и блока создания тяги. Получаются дополнительные конструктивные степени свободы, которые обеспечивают возможность при конструировании самолета выбирать положение блока создания тяги независимо от положения блока генерирования энергии. В соответствии с этим согласно изобретению предусмотрено для изготовления самолета определение для блока генерирования энергии положения, в котором блок генерирования энергии может быть расположен в самолете. При этом положение блока создания тяги определяется независимо от положения блока генерирования энергии. После расположения в самолете в соответствующем определяемом положении блок генерирования энергии и блок создания тяги соединяются электрически через передаточное устройство.
В целом за счет этого предпочтительно обеспечивается возможность более свободного пространственного распределения приводных компонентов в самолете.
В соответствии с этим самолет согласно изобретению имеет блок создания тяги указанного вида, а также блок генерирования энергии указанного вида. Кроме того, самолет согласно изобретению имеет указанное электрическое передаточное устройство, которое предназначено для передачи электроэнергии от блока генерирования энергии в блок создания тяги. В самолете согласно изобретению расстояние между блоком создания тяги и блоком генерирования энергии составляет по меньшей мере 0,5 м, в частности больше 1,0 м, предпочтительно больше 1,5 м. За счет этого обеспечивается возможность расположения блока создания тяги в аэродинамически благоприятном месте на фюзеляже самолета или на его крыльях и одновременно благоприятного расположения блока генерирования энергии в фюзеляже с защитой от потоков воздуха и в соответствии с другими конструктивными критериями.
Кроме того, механическая развязка блока создания тяги, с одной стороны, и блока генерирования энергии, с другой стороны, обеспечивает то преимущество, что обеспечивается также возможность особенно экономичной работы двигателя внутреннего сгорания. Для этого в самолете согласно изобретению предусмотрено, что максимально возможная отдаваемая мощность двигателя внутреннего сгорания меньше требуемой при взлете самолета тяговой мощности (MTOP - Maximum Take-off Power - максимальная мощность при взлете). Другими словами, самолет может иметь значительно меньший двигатель внутреннего сгорания, чем обычный самолет, в котором пропеллер приводится в действие непосредственно с помощью двигателя внутреннего сгорания, так что он должен создавать также МТОР.
Оптимальный относительно расхода топлива режим работы двигателя внутреннего сгорания соответствует отдаче мощности двигателем внутреннего сгорания в диапазоне от 100 до 130% крейсерской мощности самолета. Под крейсерской мощностью (MCP - Maximum Continuous Power - максимальная непрерывно создаваемая мощность) понимается значение мощности, которую должен создавать самолет для создания тяги во время полета между фазой взлета и фазой приземления. МСР составляет, как правило, между 30 и 70% МТОР. В двигателе внутреннего сгорания работа с максимальным коэффициентом полезного действия обеспечивается, как правило, вблизи максимальной отдачи мощности. За счет того, что максимально отдаваемая мощность может быть меньше МТОР, можно выбирать работу при максимальном коэффициенте полезного действия вблизи МСР. За счет выбора максимально возможной отдачи мощности в диапазоне между 100 и 130% МСР, т.е. больше 100%, дополнительно возможно во время полета еще заряжать аккумулятор с помощью двигателя внутреннего сгорания. Такой аккумулятор можно использовать для отдачи необходимой для МТОР дополнительной мощности.
В этой связи в самолете согласно изобретению предусмотрено по меньшей мере одно другое устройство энергоснабжения для снабжения устройства создания тяги дополнительной электрической энергией, при этом по меньшей мере одно другое устройство энергоснабжения содержит батарею или топливный элемент. По меньшей мере одно другое устройство энергоснабжения может быть расположено, например, в крыле самолета. С помощью батареи или топливного элемента можно поддерживать устройство генерирования энергии при взлете самолета с целью обеспечения необходимой МТОР. За счет этого также не возникают дополнительные шумы.
Предпочтительно для блока создания тяги определяется положение, за счет которого выполняется по меньшей мере одно, предпочтительно по меньшей мере два из следующих условий в режиме полета.
Первое условие состоит в том, что пропеллер обеспечивает свободное набегание потока. Свободное набегание потока обеспечивается, когда в продольном направлении самолета перед пропеллером не находится другой конструктивный элемент самолета, который оказывает значительное влияние на поток набегающего на пропеллер воздуха.
Второе условие состоит в том, что создаваемый пропеллером воздушный поток сбегает свободно. Под свободным сбеганием потока понимается, что ускоренный с помощью блока создания тяги поток воздуха не попадает на другой конструктивный элемент самолета, который оказывает значительное влияние на воздушный поток. В современных самолетах воздушный поток, как правило, попадает на фюзеляж самолета (пропеллер на носовой части) или на крыло, что оказывает значительное отрицательное влияние на подъемную силу и тягу по сравнению со свободно сбегающим потоком воздуха.
За счет улучшения набегания потока и/или сбегания потока получается более благоприятная аэродинамика, которая обеспечивает, например, выполнение самолета со сравнительно короткими крыльями, что, в свою очередь, приводит к уменьшению расхода топлива. В соответствии с этим в одном варианте выполнения самолета согласно изобретению предусмотрено, что блок создания тяги расположен между несущими поверхностями самолета и хвостовым оперением самолета. Это расположение выполняет как условие свободного набегания, так и условие свободного сбегания потока.
Третье условие состоит в том, что создаваемая блоком создания тяги сила тяги передается в заданной зоне на фюзеляж самолета. В противоположность самолету согласно уровню техники легко создаваемый блок создания тяги из пропеллера и электродвигателя можно устанавливать в значительно большем количестве различных мест на фюзеляже самолета или на крыле без оказания влияния на статику самолета. Тем самым, можно также выбирать более благоприятное место для соединения блока создания тяги для передачи тяги в фюзеляж самолета. В противоположность этому в самолете согласно уровню техники, в котором необходимо еще учитывать вес двигателя внутреннего сгорания, приходится согласовывать положение пропеллера со статикой самолета.
Аналогично выбору положения для блока создания тяги согласно изобретению предусмотрено, что для блока генерирования энергии определяется положение, которое выполняет по меньшей мере одно, предпочтительно по меньшей мере два из следующих условий для режима полета.
Первое условие состоит в том, что исходящие от блока генерирования энергии вибрации передаются на фюзеляж самолета лишь до заданной степени. Поскольку ориентацию двигателя внутреннего сгорания и генератора относительно блока создания тяги можно выбирать полностью свободно, то имеется в распоряжении намного больше степеней свободы для предотвращения передачи вибраций в фюзеляж самолета, например, посредством выбора соответствующего положения блока генерирования энергии или посредством опоры блока генерирования энергии на демпфирующий вибрации материал.
Для этого согласно изобретению предусмотрено, что ось вращения вала блока генерирования энергии расположена поперек направления полета самолета. Тем самым, исходящие от двигателя внутреннего сгорания главным образом поперек оси вращения силы вибрации можно ориентировать в продольном направлении относительно фюзеляжа самолета. Продольная жесткость фюзеляжа самолета, как правило, больше поперечной жесткости. По этой причине лишь небольшая доля вибраций передается на фюзеляж самолета.
Второе условие состоит в том, что создаваемый блоком генерирования энергии шум излучается в заданной мере, например 50 или 70%, вверх от самолета. Это условие может быть также намного легче выполнено посредством соответствующего выбора положения блока генерирования энергии в фюзеляже самолета или даже предусмотрения направляющего звук приспособления для излучения создаваемого блоком генерирования энергии шума вверх от самолета. Такое направляющее звук приспособление содержит канал для направления звука вверх.
Согласно третьему условию вес блока генерирования энергии уравновешивает по меньшей мере частично вес блока создания тяги. При этом уравновешивание осуществляется относительно общего центра тяжести самолета. В соответствии с этим в одном варианте выполнения самолета согласно изобретению предусмотрено, что общий центр тяжести самолета расположен между центром тяжести блока генерирования энергии и центром тяжести блока создания тяги. Уравновешивание имеет то преимущество, что самолет может иметь более короткий фюзеляж. В противоположность этому в самолетах согласно уровню техники с компактной конструкцией привода самолета из пропеллера и двигателя внутреннего сгорания в носовой части вес этого привода должен располагаться на одной стороне от общего центра тяжести и поэтому уравновешиваться соответственно более длинным фюзеляжем.
Для передачи создаваемой блоком генерирования энергии электрической энергии в блок создания тяги в самолете согласно изобретению предусмотрено электрическое передаточное устройство. С его помощью перекрывается указанное выше расстояние. В простом варианте выполнения может быть предусмотрено, что создаваемый генератором трехфазный ток передается непосредственно в электродвигатель и приводит его в действие. В этом случае скорость вращения электродвигателя зависит от скорости вращения генератора.
Однако предпочтительно предусмотрено, что передаточное устройство содержит промежуточный контур, с которым соединен через выпрямитель генератор. Под промежуточным контуром понимается здесь система из электрически проводящих элементов, например кабелей и/или сборных шин, с помощью которых передается выпрямленное напряжение. Преимуществом промежуточного контура является независимость друг от друга скорости вращения электродвигателя и скорости вращения генератора.
При этом предпочтительно вентильный преобразователь переменного тока для приведения в действие электродвигателя расположен в фюзеляже самолета, т.е. не непосредственно у электродвигателя. Это улучшает аэродинамику самолета. Если же существует потребность в охлаждающей мощности для вентильного преобразователя переменного тока, то его целесообразно располагать снаружи фюзеляжа самолета. Вентильный преобразователь переменного тока может быть предпочтительно также интегрирован в электродвигатель.
Разделение привода летательного аппарата на блок создания тяги, с одной стороны, и блок генерирования энергии, с другой стороны, обеспечивает другое преимущество, состоящее в том, что с помощью одного и того же блока генерирования энергии можно приводить в действие также другой блок создания тяги. В соответствии с этим в одном варианте выполнения самолета согласно изобретению предусмотрен другой блок создания тяги, который также соединен электрически через передаточное устройство с блоком генерирования энергии. При этом в отличие от обычных самолетов в этом варианте выполнения самолета должен быть предусмотрен лишь один двигатель внутреннего сгорания. Это упрощает выбор положения для блока генерирования энергии, в котором возможно меньше вибраций передается на фюзеляж самолета и/или излучение звука вниз возможно меньше. В этом случае с помощью одного блока генерирования энергии можно без проблем приводить в действие оптимально с точки зрения аэродинамики расположенные в самолете или на самолете блоки создания тяги. В частности, за счет имеющих, как правило, небольшие размеры электродвигателей можно также приводить в действие несколько небольших пропеллеров и выбирать для них соответственно благоприятные положения. Например, может быть предусмотрено 4 или даже 8 пропеллеров, которые создают тягу, которая может быть намного более равномерно распределена, чем тяга лишь двух пропеллеров.
При реализации самолета согласно изобретению обеспечивается очень большая гибкость относительно выбора пропеллера. Пропеллер может быть, например, свободно вращающимся пропеллером или заключенным в кольцо пропеллером. Под свободно вращающимся пропеллером в данном случае понимается, что вершины лопастей пропеллера в противоположность заключенному в кольцо пропеллеру не окружены другим конструктивным элементом пропеллера.
Также в выборе электродвигателя для блока создания тяги обеспечивается большая свобода. В принципе, можно использовать любой тип электрической машины, т.е. например асинхронный двигатель, синхронный двигатель, двигатель постоянного тока. Особенно предпочтительной является синхронная машина с возбуждение от постоянных магнитов.
В одном варианте выполнения самолета согласно изобретению блок создания тяги имеет также коробку передач, через которую электродвигатель соединен с пропеллером. За счет этого можно использовать относительно медленно вращающийся пропеллер и тем не менее выбирать благоприятную для конструкции электродвигателя скорость вращения. Точно также в блоке генерирования энергии двигатель внутреннего сгорания может быть соединен через коробку передач с электрическим генератором.
Ниже приводится более подробное пояснение изобретения на основе конкретного примера выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображены:
фиг. 1 - схема устройства привода самолета в соответствии с предпочтительным вариантом выполнения самолета согласно изобретению и
фиг. 2 - вариант выполнения самолета согласно изобретению.
В поясняемом ниже примере указанные компоненты самолета представляют соответствующие отдельные подлежащие рассмотрению независимо друг от друга признаки изобретения, которые развивают изобретение также независимо друг от друга и тем самым также по отдельности или в другой чем показанная комбинация должны рассматриваться в качестве составляющей части изобретения. Кроме того, указанный вариант выполнения может быть дополнен другими, уже указанными признаками изобретения.
На фиг. 1 показан привод 10 самолета, который имеет блок 12 создания тяги, блок 14 генерирования энергии, распределяющую мощность электронику, которая представлена электрическим передаточным блоком 16, и систему 18 батарей. Передаточное устройство 16 может содержать промежуточный контур постоянного напряжения, а также выпрямитель и инвертор для обмена электрической энергией с промежуточным контуром постоянного напряжения. Привод 10 самолета может быть установлен, например, в легком самолете. Блок 12 создания тяги имеет пропеллер 20, который с помощью вала 22 соединен с электродвигателем 24. Электродвигатель 24 вращает вал 22 и приводит тем самым во вращение пропеллер 20. Электродвигатель 24 может быть соединен с пропеллером 20 дополнительно через коробку передач.
Скорость вращения и крутящий момент, который при этом создает электродвигатель 24, устанавливаются известным образом с помощью вентильного преобразователя 26 переменного тока. С помощью вентильного преобразователя 26 переменного тока в многофазном кабеле 28 устанавливается трехфазный ток с изменяемой частотой. Для этого вентильный преобразователь 26 переменного тока принимает переключательные сигналы от (не изображенного) управляющего устройства.
Вентильный преобразователь переменного тока преобразует электрическое постоянное напряжение, которое он отводит с помощью (не изображенных) электрических проводов от промежуточного контура передаточного устройства 16, в переменное напряжение в кабеле 28. Постоянное напряжение промежуточного контура передаточного устройства 16 является выпрямленным напряжением, которое создается блоком 14 генерирования энергии. Для этого блок 14 генерирования энергии имеет электрический генератор 30, который соединен через выпрямитель 32 с промежуточным контуром передаточного устройства 16. Генератор 30 приводится в действие с помощью двигателя 34 внутреннего сгорания, например ротационного двигателя Ванкеля, поршневого двигателя или турбины.
Система 18 батарей представляет другой источник энергии для электродвигателя 24. Система 18 батарей может содержать одну или несколько батарей с одной или несколькими элементами батареи. Создаваемое системой 18 батарей постоянное напряжение по потребности также через кабель 36 подается в промежуточный контур передаточного устройства 16. Это может осуществляться также с помощью преобразователя постоянного тока в постоянный ток для согласования напряжения батареи с напряжением промежуточного контура. С помощью (не изображенного) переключательного устройства в приводе 10 самолета можно также снова заряжать батареи системы 18 батарей с помощью блока 14 генерирования энергии. Вместо системы 18 батарей или дополнительно к ней может быть предусмотрена, например, система топливных элементов.
Привод 10 самолета может иметь еще другие блоки создания тяги, подобные блоку 12 создания тяги, которые могут быть также подключены к промежуточному контуру передаточного устройства 16. В приводе 10 самолета могут быть предусмотрены одно или несколько других блоков генерирования энергии, подобных блоку 14 генерирования энергии, которые могут быть также соединены с промежуточным контуром передаточного устройства 16.
В приводе 10 самолета его компоненты, в частности блок 12 создания тяги и, возможно, также другой блок создания тяги или другие блоки создания тяги, с одной стороны, и блок 14 генерирования энергии и, возможно, другой блок генерирования энергии или другие блоки генерирования энергии, с другой стороны, могут быть расположены не концентрированно в одной зоне самолета, например в носовой части фюзеляжа или на крыле. Вместо этого привод 10 самолета расположен распределенно в самолете, как будет пояснено ниже.
Точные места расположения компонентов привода 10 самолета в заданном типе самолета могут быть определены при проектировании и конструировании самолета на основании подходящих моделей и расчетов. Распределение отдельных компонентов привода может, например, выглядеть так, как поясняется ниже со ссылками на фиг. 2. На фиг. 2 привод 10 показан установленным в самолете F.
Блок 14 генерирования энергии может быть расположен в носовой части 38 фюзеляжа 40 самолета. Коленчатый вал, соответственно ось вращения коленчатого вала не должна при этом быть направлена в направлении 42 полета. Система 18 батарей может состоять, например, из двух частичных батарей, которые могут быть расположены каждая на одной из несущих поверхностей 44 самолета F. Вентильный преобразователь 32 переменного тока блока 14 генерирования энергии может быть расположен в фюзеляже 40 самолета. Управляющее устройство для вентильного преобразователя 32 переменного тока может быть расположено в хвостовой части 46 (не изображено на фиг. 2). Блок 12 создания тяги может быть расположен на фюзеляже 40 самолета между несущими поверхностями 44 и хвостовым оперением 48.
Другое преимущество распределения компонентов привода обеспечивается, когда двигатель 34 внутреннего сгорания расположен в самолете F так, что излучаемый им звук отклоняется вверх (по стрелке 50), и тем самым уменьшается шумовая нагрузка местности, над которой пролетает самолет F.
Расстояние А между блоком 12 создания тяги и блоком 14 генерирования энергии составляет в показанном на фиг. 2 примере больше 0,5 м, в частности больше 1,5 м. Общий центр S тяжести самолета F, который представляет центр масс всех компонентов самолета F, может находиться между центром масс блока 12 создания тяги и центром масс блока 14 генерирования энергии с целью уравновешивания самолета.
За счет распределения отдельных приводных компонентов (двигателя 34 внутреннего сгорания, батарей системы 18, системы управления и регулирования (с силовой электроникой), передаточного устройства 16, электродвигателя 24 и, возможно, коробки передач между электродвигателем и пропеллером 20) может быть достигнуто несколько повышающих эффективность факторов:
1. Упрощается уравновешивание самолета, поскольку блок 12 создания тяги и блок 14 генерирования энергии могут быть расположены на противоположных сторонах от центра тяжести самолета. Это обеспечивает большее количество степеней свободы при расположении и выборе пропорций отдельных частей самолета (носовой части, фюзеляжа, хвостовой части, несущих поверхностей, хвостового оперения). Например, за счет того, что двигатель 34 внутреннего сгорания и пропеллер 20 не должны быть расположены вместе в носовой части фюзеляжа самолета, хвостовая часть также не должна быть выполнена в качестве противовеса соответственно длинной с целью компенсации этого дифферента на нос. Более короткий самолет может иметь также более короткие крылья, так что в целом обеспечивается улучшение подъемной силы и тяги на основании меньшего сопротивления воздуху. В особом варианте выполнения самолета согласно изобретению предусмотрено также выполнение самолета в виде летающего крыла, в котором также указанные компоненты привода могут быть распределены проще, чем при приводе самолета с механической связью двигателя внутреннего сгорания и пропеллера.
2. Обеспечивается возможность расположения создателей тяги (пропеллера 20 и, возможно, других пропеллеров) в зонах самолета, которые оказывают возможно меньшее влияние на аэродинамику всего самолета. Так, например, пропеллер на несущей поверхности создает помехи создающему подъемную силу, обтекающему несущую поверхность потоку и тем самым уменьшает желаемую подъемную силу. Пропеллер, как правило, расположен на несущей поверхности, поскольку она образует благоприятное с точки зрения статики место для расположения двигателя внутреннего сгорания. В самолете согласно изобретению это краевое условие отпадает, поскольку двигатель 34 внутреннего сгорания может быть расположен на большем расстоянии А от пропеллера 20 в самолете F. Блок 12 создания тяги может быть конструктивно намного проще установлен на самолете, чем комбинация из двигателя внутреннего сгорания и пропеллера. Так, например, блок 12 создания тяги может быть расположен на стержне на крыше самолета на удалении, например, 1,5 м или 2 м, или же между крыльями и хвостовым оперением. За счет этого можно достигать улучшения подъемной силы по сравнению с обычным самолетом.
3. Может быть достигнуто улучшение силы тяги за счет расположения создателей тяги в зонах самолета, в которых возможно без помех набегание и сбегание воздуха. Это снова уже указанные места на стержне или, например, на фюзеляже позади несущих поверхностей и перед хвостовым оперением, когда в качестве основной формы фюзеляжа самолета выбрана обычная форма из цилиндрического фюзеляжа самолета со средним расположением неподвижного крыла и хвостовым оперением (см. фиг. 2). Это расположение обеспечивает возможность улучшения силы тяги за счет уменьшенного сопротивления воздуху.
В целом пример показывает, как за счет пространственного разделения компонентов привода могут быть улучшены подъемная сила и сила тяги самолета и за счет этого увеличена его скорость и/или повышена эффективность расхода топлива. Кроме того, за счет разделения обеспечивается возможность уменьшения шумовой нагрузки на земле за счет свободного выбора ориентации двигателя внутреннего сгорания в самолете.