專利名稱：多發(fā)動機飛機的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種多發(fā)動機飛機，具體地說，但并是絕對地，涉及一種裝備三臺發(fā)動機的飛機，其中兩臺發(fā)動機分別相對于該飛機的垂直縱向面對稱地連接到機身的機翼處，第三發(fā)動機設(shè)置在機身尾部的后尾翼處。
已知如上所述結(jié)構(gòu)地裝備三臺發(fā)動機的飛機，如Lockheed(洛克希德)L1011以及McDonnell Douglas(麥克唐納道格拉斯)DC-10或MD-11。特定的，第三發(fā)動機在結(jié)構(gòu)上和幾何形狀上位于水平尾翼和垂直尾翼之間，并支撐該垂直尾翼的方向舵。這些起始于1970年的構(gòu)思，某些仍然在服役的飛機，裝備大功率發(fā)動機以確保遠程運輸聯(lián)絡(luò)，但由于設(shè)計年代的原因，所述發(fā)動機會產(chǎn)生巨大的噪音并具有極高的燃料消耗量。事實上，由第三發(fā)動機所產(chǎn)生的噪音在飛機起飛和降落時對位于機艙后部的乘客來說以及機場周邊的居民來說特別不舒服，這是因為由于第三發(fā)動機的位置導致噪音完全圍繞機身后部擴散。
因此，這種結(jié)構(gòu)已經(jīng)被逐漸拋棄，并讓位于結(jié)構(gòu)更簡單但性能保持一致的雙噴氣式發(fā)動機飛機。
事實上，目前除了遠程運輸飛機，如空中客車A-340和波音747以外，航線飛機都采用兩臺發(fā)動機的結(jié)構(gòu)，即兩臺渦輪噴氣發(fā)動機分別對稱地由機身機翼承載。由于技術(shù)的進步，可以設(shè)計出推力更高性能更好的渦輪噴氣發(fā)動機，這些雙噴氣式發(fā)動機飛機不僅可以進行短途飛行和中途飛行，其中的大部分飛機也被證實用于盡管只使用兩臺發(fā)動機或者甚至在兩臺發(fā)動機中的一臺發(fā)生故障時完全安全地實現(xiàn)長途飛行。
但是，相反地，這些大功率渦輪噴氣發(fā)動機的重量和尺寸越來越大，使得必須構(gòu)思一種飛機結(jié)構(gòu)(機身，機翼特別是起落架)，從而能夠承擔起這些載荷，而且大功率渦輪噴氣式發(fā)動機由于其過大尺寸也會給乘客和機場周邊居民(在飛機起飛和降落時)帶來不可忽視的噪音，盡管工程師已經(jīng)在該領(lǐng)域中取得了一些進步。
本發(fā)明的目的是為了解決以上這些不便之處。
這樣，根據(jù)本發(fā)明，多發(fā)動機飛機包括至少兩臺前置發(fā)動機和第三發(fā)動機，該第三發(fā)動機沿機身的對稱垂直從向平面設(shè)置在包含后尾翼的機身尾部，所述后尾翼限定了關(guān)于所述機身縱向面對稱的管道，所述第三發(fā)動機布置在所述管道的對稱面中，該對稱面與所述縱向平面對應(yīng)，并且以加高的方式安裝在所述機身的上部上，而且位于所述尾翼的前方，以便該第三發(fā)動機的出口大致位于由所述尾翼限定的管道的入口處，其特征在于，所述兩個第一發(fā)動機分別相對于機身的垂直對稱縱向平面對稱地連接在機身機翼處，限定所述管道的所述后尾翼包括配備有穩(wěn)定裝置的水平尾翼，從垂直于所述縱向垂直平面的水平面中可以看到，水平尾翼的所述穩(wěn)定裝置對稱地向機身后面略微傾斜，以便構(gòu)成開口的V字型，該V字的點對應(yīng)于所述機身的尾部。
因此，根據(jù)本發(fā)明，后尾翼的構(gòu)思以及第三發(fā)動機在所述管道的入口的設(shè)置可以顯著地減少先前所述的噪音問題。因為機身的第三發(fā)動機所產(chǎn)生的噪音會被該管道吸走，從而沿著該管道的長度方向，向遠離機身的高處排出，即遠離機艙后部的乘客更不用說機場周邊的居民了。所產(chǎn)生的噪音同時也會被機身后部尾翼所構(gòu)成的聲學屏障所屏蔽。
所以，由于本發(fā)明部分解決了與噪音危害有關(guān)的問題，就可以重新使用三發(fā)動機結(jié)構(gòu)，因此可以構(gòu)思最好裝備尺寸較小因此重量小噪音小的機翼發(fā)動機的飛機，并保證類似于裝備了大型發(fā)動機的雙噴氣式發(fā)動機的總功率。
同時，使用三臺發(fā)動機并不意味著比具有兩臺發(fā)動機的飛機增加了飛機的重量(因為機翼發(fā)動機會更小)。與由后尾翼限定的管道構(gòu)思相關(guān)的附加重量主要由起落架所減少的重量補償，因為更小的發(fā)動機起落架在體積和尺寸上都更小。
最好，由后尾翼確定的所述管道具有大致U字型，其底部對應(yīng)分別在該機身尾部兩側(cè)的后水平尾翼的兩個穩(wěn)定裝置，而側(cè)面分支則對應(yīng)位于所述穩(wěn)定裝置頂端的兩個后垂直尾翼的方向舵。
根據(jù)另一種變化，所述尾翼可以構(gòu)成H字型，H字型的上部分對應(yīng)所述管道。
有利的是，放置在所述管道前面的所述第三發(fā)動機設(shè)置成使得容納在對稱垂直縱向平面中的幾何軸線在所述管道的底部附近經(jīng)過。因此發(fā)動機所排出的氣體在管道下位置處“被抓住”，并沿著尾翼擴散，同時使其強度降低。
最好，在與機身的對稱垂直縱向平面相垂直的圖中所述機身尾部的上部分是扁平的。因此，所述管道是U字型的，水平尾翼大致連續(xù)地延長了機身的扁平尾部。
其次，為了更好地由所述管道吸入發(fā)動機所排出的氣體并因此最優(yōu)地屏蔽所產(chǎn)生的噪音，在從垂直于所述縱向垂直平面的垂直視圖中可以看到，水平尾翼的穩(wěn)定裝置對稱地略微向上傾斜，以構(gòu)成開口的V字型，V字的頂點對應(yīng)其與所述機身的尾部的連接點。
此外，已知民航飛機裝備有除發(fā)動機之外的輔助動力發(fā)電機，特別用于當飛機在地面時的服務(wù)功能。根據(jù)本發(fā)明，所述第三發(fā)動機可致動該輔助動力發(fā)電機。
此外，第三發(fā)動機可以與兩臺機翼發(fā)動機的類型一致或者不同。
所附圖示可以使人們更好的理解本發(fā)明的實現(xiàn)原理，在這些圖中，相同的附圖標記確定了相同的元件。


圖1是根據(jù)本發(fā)明所設(shè)計的一架多發(fā)動機飛機的透視圖；圖2，3和4分別是圖1所述飛機的側(cè)視圖，俯視圖和正視圖；以及圖5是裝備了第三發(fā)動機的所述機身的尾部的放大透視圖。
在由圖1至圖4所表示的例子中，飛機1包括三臺發(fā)動機(類型為渦輪噴氣發(fā)動機)，其中兩臺發(fā)動機2，3位于機身6的機翼4，5處，分別相對于該機身的對稱垂直縱向平面P對稱，第三發(fā)動機7沿所述縱向平面P被設(shè)置在機身尾部8處，該機身尾部8包括水平尾翼9和垂直尾翼10構(gòu)成。附圖標記13表示這種飛機所使用的起落架。
正如圖1，4和5所顯示的，本發(fā)明中的水平尾翼9和垂直尾翼10限定了一個管道11，在該范例中，所述管道為U字型，并相對于機身6的縱向平面P幾何對稱。第三發(fā)動機7安裝在管道的對稱面也就是縱向平面P中，并優(yōu)選安裝在機身的尾部8的上部分8A處，而且位于水平尾翼9和垂直尾翼10前方，從而使發(fā)動機出口7A位于管道11的入口處，如圖2和3所示。
從結(jié)構(gòu)上看，水平尾翼9包括兩個固定連接在機身尾部的穩(wěn)定裝置12，所述穩(wěn)定裝置分別在平面P兩側(cè)對稱安裝。這些穩(wěn)定裝置確定了所述U字型管道的底部，為了更好的引導發(fā)動機所產(chǎn)生的噪音，所述穩(wěn)定裝置相對機身向上，向后傾斜。
從圖1，4和5上可以看到所述穩(wěn)定裝置12相對于水平面略微向上對稱傾斜，從而形成大開口的V字型，該V字的頂點對應(yīng)于所述機身的尾部的區(qū)域14。U字型管道11的底部也因此輕微下凹。同時，從圖3的俯視圖可以看出，這些穩(wěn)定裝置也輕微向后對稱傾斜，從而形成大開口的從該機身出來的V字型，該V字型的頂點對應(yīng)連接區(qū)域14。很顯然水平尾翼9的穩(wěn)定裝置12裝備了相應(yīng)的深度控制機構(gòu)。
垂直尾翼10包括兩個方向舵16，其相對平面P對稱，并固定安裝在穩(wěn)定裝置12與機身自由端部相反的自由端部上。方向舵16是垂直安裝的，相互平行，并構(gòu)成所述U字型管道的側(cè)分支，安裝方式如圖4所示。
一些方向控制機構(gòu)17安裝在方向舵的后緣該方向舵的前緣傾斜使得如圖2所示，每個方向舵向其上端部的邊緣變細。
此外，機身尾部8的上部分8A在與縱向垂直面P垂直的平面方向上輕微扁平，使得水平尾翼的穩(wěn)定裝置12大致符合該尾部的扁平連接區(qū)域1 4的上表面，如圖5所示。
設(shè)置第三發(fā)動機7，位于由尾翼9，10構(gòu)成的管道前方，其水平幾何軸線A位于平面P上，并通過所述管道U字型的底部。
同樣的，第三發(fā)動機7以相對于機身扁平尾部加高的方式安裝，以便可以使其入口7B位于機身的上方，如圖2和4所示，其出口7A通向所述管道的U字型的底部，也就是說與連接水平尾翼的連接區(qū)域14相鄰但與之保持一定的距離。
因此，由發(fā)動機7噴口所排出的氣體的溫度并不會影響周圍結(jié)構(gòu)，但所產(chǎn)生的聲波沿由圖2和3的圖示B1和B2給出(見下面)的型面朝向管道11。
通過U型管道11形式的尾翼與安裝于管道前方在其對稱面上的第三發(fā)動機7的設(shè)置接合，可將與該發(fā)動機的位置有關(guān)的聲學問題大部分解決。該發(fā)動機產(chǎn)生的從該噴口和進氣管(由圖2和圖3的圖例B1和B2所示)出來的聲波根據(jù)所示型面，在機身尾部8的扁平表面14上以及穩(wěn)定裝置12上被擴散，以便通過這些穩(wěn)定裝置的開口的V字型設(shè)置而沿箭頭f(圖2至A)1逆行，朝向并沿垂直尾翼17，由此所述聲波向后向高處排出，即遠離后部乘客，更不用說機場周圍的居民。
通過第三發(fā)動機的使用，在機翼下使用兩臺推力比通常雙噴氣發(fā)動機飛機所用推力更小的發(fā)動機，因此噪音更小，重量也較輕，因此(主和前)起落架13的體積和重量也會相應(yīng)降低，所減少的重量遠大于使用U字型尾翼所增加的重量。
同時，第三發(fā)動機可以用于致動輔助動力發(fā)電機。
很明顯，第三發(fā)動機所具有的推力可與兩臺機翼發(fā)動機不同。
權(quán)利要求
1.多發(fā)動機飛機，包括至少兩臺第一發(fā)動機(2，3)和設(shè)置在機身尾部的第三發(fā)動機(7)，該機身尾部根據(jù)機身的對稱縱向垂直平面包含后部尾翼，所述后尾翼(9，10)確定了與所述機身縱向平面對稱的管道(11)，所述第三發(fā)動機(7)安裝于的對應(yīng)于所述縱向平面所述管道的對稱面上，并且以加高的方式安裝于所述機身的上部，并位于所述尾翼的前方，以便該第三發(fā)動機的出口(7A)大致位于由所述尾翼限定的所述管道(11)的入口處，其特征在于，所述兩臺第一發(fā)動機(2，3)分別關(guān)于機身的對稱縱向垂直面對稱地與機翼相連，限定所述管道(11)的所述后部尾翼包括裝備有穩(wěn)定裝置(12)的水平尾翼，當在垂直于所述縱向垂直面的水平面中看時水平尾翼的穩(wěn)定裝置(12)略微向所述機身后部對稱傾斜，從而構(gòu)成開口的V字型，該V字的頂點對應(yīng)其與所述機身尾部的連接。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機，其特征在于，由后尾翼限定的所述管道(11)具有U字型形成，該U字型的底部對應(yīng)于后水平尾翼(9)的兩個分別來自所述機身兩側(cè)的穩(wěn)定裝置(12)，而U字型的兩個側(cè)向分支對應(yīng)于后垂直尾翼的兩個位于所述穩(wěn)定裝置的頂端的方向舵。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機，其特征在于，所述后尾翼可大致構(gòu)成H字型，該H字型的上部分可對應(yīng)于所述管道(11)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1到3中的一項所述的飛機，其特征在于，位于所述管道(11)前方的第三發(fā)動機(7)設(shè)置為其容納于所述對稱縱向垂直面中的幾何軸線，靠近所述管道的底部經(jīng)過。
5.根據(jù)權(quán)利要求1到4中的一項所述的飛機，其特征在于，所述機身(6)尾部(8)的上部(8A)在垂直于機身的對稱的縱向垂直面的平面中是扁平的。
6.根據(jù)權(quán)利要求1到5中的一項所述的飛機，其特征在于，水平尾翼的所述穩(wěn)定裝置(12)輕微向上對稱傾斜以便形成當在垂直于所述縱向垂直平面的垂直平面中看時，開口V字型，該V字的頂點對應(yīng)于其與所述機身的連接。
7.根據(jù)權(quán)利要求1到6中任意一項所述的飛機，其為需要配備輔助動力發(fā)電機的飛機，其特征在于，所述第三發(fā)動機可致動所述輔助動力發(fā)電機。
8.根據(jù)權(quán)利要求1到7中任意一項所述的飛機，其特征在于，所述發(fā)動機(2，3，7)是相同的。
9.根據(jù)權(quán)利要求1到7中任意一項所述的飛機，其特征在于，所述第三發(fā)動機(7)與兩個機翼發(fā)動機不同。
全文摘要
本發(fā)明涉及一架多發(fā)動機飛機，其中至少兩臺發(fā)動機分別固定在機身機翼上，并沿飛機的縱向垂直對稱面對稱，第三發(fā)動機(7)被裝在機身尾部，即位于所述飛機縱向視圖中的飛機尾翼處。飛機尾翼(9.10)確定了一個沿機身縱向?qū)ΨQ的管道(11)，第三發(fā)動機(7)放置在飛機管道的對稱面處，與飛機縱向面重合，并以高置的方式置于機身頂部，而且安裝于尾翼的前方，這樣可以使所述第三發(fā)動機的出口被完全安置于由所述尾翼所確定的管道(11)的入口之上。
文檔編號B64D27/26GK1984812SQ200580023640
公開日2007年6月20日 申請日期2005年6月29日 優(yōu)先權(quán)日2004年7月15日
發(fā)明者O·卡扎爾斯, J·根蒂得拉薩格尼, D·里丁豪斯 申請人:法國空中巴士公司