BR102016021636B1

BR102016021636B1 - Aeronave e motor

Info

Publication number: BR102016021636B1
Application number: BR102016021636-2A
Authority: BR
Inventors: Patrick Michael Marrinan; Thomas Lee Becker; Kurt David Murrow; Jixian Yao
Original assignee: General Electric Company
Priority date: 2015-09-21
Filing date: 2016-09-21
Publication date: 2023-04-11
Also published as: JP2017061302A; US20170081036A1; CA2941825A1; JP6313829B2; EP3144215B1; US9884687B2; BR102016021636A2; CN106542101A; CN106542101B; CA2941825C; EP3144215A1

Abstract

AERONAVE E MOTOR. Trata-se de uma aeronave (10) que inclui uma fuselagem (20) e um motor traseiro (200). A fuselagem (20) se estende a partir de uma extremidade dianteira (14) da aeronave (10) em direção a uma extremidade traseira (16) da aeronave (10). O motor traseiro (200) é montado na fuselagem (20) próximo à extremidade traseira (16) da aeronave (10). O motor traseiro (200) inclui um ventilador (222) giratório ao redor de um eixo geométrico central (220) do motor traseiro (200), sendo que o ventilador (222) inclui uma pluralidade de pás de ventilador (228). O motor traseiro (200) também inclui uma nacela (224) que circunda a pluralidade de pás de ventilador (228) e que define uma entrada (244). A entrada (244) define um formato não axissimétrico em relação ao eixo geométrico central (220) do motor traseiro (200) para, por exemplo, permitir uma quantidade máxima de fluxo de ar no motor traseiro (200).

Description

CAMPO DA INVENÇÃO

[001] A presente matéria refere-se, em geral, a um motor traseiro para uma aeronave ou, mais particularmente, a um motor traseiro que tem um formato particularmente projetado para incorporação em uma aeronave.

ANTECEDENTES DA INVENÇÃO

[002] Uma aeronave comercial convencional inclui, em geral, uma fuselagem, um par de asas e um sistema de propulsão que fornece empuxo. O sistema de propulsão inclui tipicamente pelo menos dois motores de aeronave, tais como motores de jato turbofan. Cada motor de jato turbofan é montado em uma respectiva asa dentre as asas da aeronave, tal como em uma posição suspensa abaixo da asa, separada da asa e fuselagem. Tal configuração permite que os motores de jato turbofan interajam com fluxos de ar de corrente livre separados que não são impactados pelas asas e/ou pela fuselagem. Essa configuração pode reduzir uma quantidade de turbulência no ar que entra em uma entrada de cada respectivo motor de jato turbofan, que tem um efeito positivo em um empuxo de propulsão líquido da aeronave.

[003] Entretanto, um arrasto na aeronave que inclui os motores de jato turbofan também afeta o empuxo de propulsão líquido da aeronave. Uma quantidade total de arrasto na aeronave, que inclui atrito de revestimento, forma e arrasto induzido, é geralmente proporcional a uma diferença entre uma velocidade de ar de corrente livre que aborda a aeronave e uma velocidade média de um turbilhonamento de ar a jusante da aeronave que é produzido devido ao arrasto na aeronave.

[004] Os sistemas foram propostos para combater os efeitos de arrasto e/ou para aperfeiçoar uma eficiência dos motores de jato turbofan. Por exemplo, determinados sistemas de propulsão incorporam sistemas de ingestão de camada limítrofe para encaminhar uma porção de ar que se move de modo relativamente lento que forma uma camada limítrofe, por exemplo, através da fuselagem e/ou das asas, para os motores de jato turbofan a montante de uma seção de ventilador dos motores de jato turbofan. Embora essa configuração possa reduzir arrasto reenergizando-se o fluxo de ar de camada limítrofe a jusante da aeronave, o fluxo de ar que se move de modo relativamente lento a partir da camada limítrofe que entra no motor de jato turbofan geralmente tem um perfil de velocidade não uniforme ou distorcido. Como resultado, tais motores de jato turbofan podem experimentar uma perda de eficiência que minimiza ou nega quaisquer benefícios de arrasto reduzido na aeronave.

[005] Um propulsor de ingestão de camada limítrofe dedicado pode ser adicionado à aeronave. Entretanto, se tal propulsor de ingestão de camada limítrofe for posicionado para ingerir ar de ingestão de camada limítrofe em uma extremidade traseira da aeronave, tal propulsor de ingestão de camada limítrofe pode interferir com um ângulo de decolagem da aeronave. Assim, uma aeronave com a capacidade de energizar ar de movimento lento que forma uma camada limítrofe através da fuselagem da aeronave seria útil. Especificamente, uma aeronave que tem a capacidade de energizar o ar que se move lentamente formando uma camada limítrofe através da fuselagem da aeronave sem interferir com um ângulo de decolagem da aeronave seria particularmente benéfico.

DESCRIÇÃO DA INVENÇÃO

[006] Os aspectos e as vantagens da invenção serão estabelecidos em parte na descrição a seguir, ou podem ser óbvios a partir da descrição, ou podem ser aprendidos através da prática da invenção.

[007] Em uma realização exemplificativa da presente invenção, uma aeronave é fornecida. A aeronave se estende entre uma extremidade dianteira e uma extremidade traseira e inclui uma fuselagem que se estende da extremidade dianteira da aeronave em direção à extremidade traseira da aeronave. A aeronave também inclui um motor traseiro montado na fuselagem próximo à extremidade traseira da aeronave. O motor traseiro define um eixo geométrico central e inclui um ventilador giratório ao redor do eixo geométrico central e que inclui uma pluralidade de pás de ventilador. O motor traseiro também inclui uma nacela que circunda a pluralidade de pás de ventilador do ventilador e que define uma entrada. A entrada da nacela define um formato não axissimétrico em relação ao eixo geométrico central do motor traseiro.

[008] Em outra realização exemplificativa da presente invenção, um motor traseiro é fornecido. O motor traseiro define um eixo geométrico central e é configurado para ser montado em uma aeronave em uma extremidade traseira da aeronave. O motor traseiro inclui um ventilador giratório ao redor do eixo geométrico central e inclui uma pluralidade de pás de ventilador. O motor traseiro também inclui uma nacela que circunda a pluralidade de pás de ventilador do ventilador. A nacela também define uma entrada, sendo que a entrada define um formato não axissimétrico em relação ao eixo geométrico central do motor traseiro.

[009] Esses e outros recursos, aspectos e vantagens da presente invenção se tornarão mais bem compreendidos com referência à descrição a seguir e às reivindicações anexas. Os desenhos anexos, que são incorporados e constituem uma parte deste relatório descritivo, ilustram realizações da invenção e, juntamente com a descrição, servem para explicar os princípios da invenção.

DESCRIÇÃO RESUMIDA DOS DESENHOS

[010] Uma invenção completa e viabilizadora da presente invenção, que inclui o melhor modo da mesma, destinada a um indivíduo de habilidade comum na técnica, é apresentada no relatório descritivo, que faz referência às Figuras anexas, nas quais: A Figura 1 é uma vista superior de uma aeronave de acordo com várias realizações exemplificativas da presente invenção; A Figura 2 é uma vista lateral de porta da aeronave exemplificativa da Figura 1; A Figura 3 é uma vista em corte transversal esquemática de um motor de turbina a gás de acordo com uma realização exemplificativa da presente invenção; A Figura 4 é uma vista em corte transversal aproximada, esquemática de uma extremidade traseira da aeronave exemplificativa da Figura 1; A Figura 5 é uma vista em corte transversal esquemática de um motor traseiro de acordo com uma realização exemplificativa da presente invenção; A Figura 6 é uma vista em corte transversal de uma entrada do motor traseiro exemplificativo da Figura 5 obtida ao longo de um eixo geométrico de linha central do motor traseiro exemplificativo da Figura 5; e A Figura 7 é uma vista em corte transversal aproximada, esquemática de uma porção inferior do motor traseiro exemplificativo da Figura 5.

DESCRIÇÃO DE REALIZAÇÕES DA INVENÇÃO

[011] Agora, será feita referência em detalhes às presentes realizações da invenção, em que um ou mais exemplos das mesmas são ilustrados nos desenhos anexos. A descrição detalhada usa designações numéricas e de letras para se referir aos recursos nos desenhos. As designações semelhantes ou iguais nos desenhos e na descrição foram usadas para se referir às partes semelhantes ou iguais da invenção. Conforme usado no presente documento, os termos “primeiro”, “segundo” e “terceiro” podem ser usados alternadamente para distinguir os componentes entre si e não se destinam a significar uma localização ou uma importância dos componentes individuais. Os termos “a montante” e “a jusante” se referem à direção relativa em relação ao fluxo de fluido em uma trajetória de fluido. Por exemplo, “a montante” se refere à direção a partir da qual o fluido flui, e “a jusante” se refere à direção para a qual o fluido flui.

[012] Referindo-se agora aos desenhos, em que numerais idênticos indicam os mesmos elementos ao longo das Figuras, a Figura 1 fornece uma vista superior de uma aeronave exemplificativa 10 conforme pode incorporar várias realizações da presente invenção. A Figura 2 fornece uma vista lateral de porta 24 da aeronave 10 conforme ilustrado na Figura 1. Conforme mostrado nas Figuras 1 e 2 coletivamente, a aeronave 10 define uma linha central longitudinal 12 que se estende através da mesma, uma direção vertical V, uma direção lateral L, uma extremidade dianteira 14 e uma extremidade traseira 16. Ademais, a aeronave 10 define uma linha média 18 que se estende entre a extremidade dianteira 14 e a extremidade traseira 16 da aeronave 10. Conforme usado no presente documento, a “linha média” se refere a uma linha de ponto intermediário que se estende ao longo de um comprimento da aeronave 10, sem levar em consideração os anexos da aeronave 10 (tais como as asas 22 e estabilizadores discutidos abaixo).

[013] Ademais, a aeronave 10 inclui uma fuselagem 20, que se estende longitudinalmente a partir da extremidade dianteira 14 da aeronave 10 em direção à extremidade traseira 16 da aeronave 10, e um par de asas 22. A primeira dentre tais asas 22 se estende lateralmente para fora em relação à linha central longitudinal 12 a partir do bombordo 24 da fuselagem 20 e a segunda dentre tais asas 22 se estende lateralmente para fora em relação à linha central longitudinal 12 a partir de um estibordo 26 da fuselagem 20. Cada uma dentre as asas 22, para a realização exemplificativa mostrada, inclui um ou mais flapes de bordo de ataque 28 e um ou mais flapes de bordo de fuga 30. A aeronave 10 inclui adicionalmente um estabilizador vertical 32 que tem um flape de leme 34 para controle de guinada, e um par de estabilizadores horizontais 36, sendo que cada um tem um flape elevador 38 para controle de passo. A fuselagem 20 inclui adicionalmente uma superfície externa 40.

[014] A aeronave exemplificativa 10 das Figuras 1 e 2 também inclui um sistema de propulsão. O sistema de propulsão exemplificativo inclui uma pluralidade de motores de aeronave, sendo que pelo menos um dos quais é montado em cada um dentre o par de asas 22. Especificamente, a pluralidade de motores de aeronave inclui um primeiro motor de aeronave 42 montado em uma primeira asa dentre o par de asas 22 e um segundo motor de aeronave 44 montado em uma segunda asa dentre o par de asas 22. Em pelo menos determinadas realizações exemplificativas, os motores de aeronave 42, 44 podem ser configurados como motores de jato turbofan suspensos abaixo das asas 22 em uma configuração sob a asa. Por exemplo, em pelo menos determinadas realizações exemplificativas, o primeiro e/ou o segundo motores de aeronave 42, 44 podem ser configurados substancialmente do mesmo modo conforme o motor de jato turbofan exemplificativo 100 descrito abaixo com referência à Figura 3. Alternativamente, entretanto, em outras realizações exemplificativas, qualquer outro motor de aeronave adequado pode ser fornecido. Por exemplo, em outras realizações exemplificativas, o primeiro e/ou o segundo motores de aeronave 42, 44 podem ser configurados alternativamente como motores turbojato, motores turboeixo, motores turboélice, etc.

[015] Adicionalmente, o sistema de propulsão inclui um motor traseiro 200 montado na fuselagem 20 da aeronave 10 próximo à extremidade traseira 16 da aeronave 10 ou, mais particularmente, em uma localização atrás das asas 22 e dos motores de aeronave 42, 44. O motor traseiro exemplificativo 200 é montado na fuselagem 20 da aeronave 10 de modo que a linha média 18 se estenda através da mesma. O motor traseiro 200 será discutido em maiores detalhes abaixo com referência às Figuras 4 a 7.

[016] Referindo-se especificamente à Figura 2, a aeronave 10 inclui adicionalmente trem de pouso, tais como rodas 46, que se estendem a partir de um lado inferior da fuselagem 20 e a partir de um lado inferior das asas 22. A fuselagem 20 é projetada para permitir que a aeronave 10 decole e/ou aterrisse em um ângulo de decolagem 48 com o solo sem a extremidade traseira 16 encostar no solo. Conforme será discutido abaixo, a fuselagem exemplificativa 20 e o motor traseiro 200 descritos no presente documento são projetados para permitir que a aeronave 10 mantenha um ângulo de decolagem desejado 48, apesar da adição do motor traseiro 200 próximo à extremidade traseira 16 da aeronave 10. De maneira notável, para a realização mostrada, a linha central longitudinal 12 da aeronave 10 é paralela ao solo quando a aeronave 10 está no solo. Assim, o ângulo de decolagem máximo 48, conforme mostrado, pode ser definido alternativamente com a linha central longitudinal 12 da aeronave 10 (mostrada como ângulo 48’ na Figura 2).

[017] Referindo-se, agora, à Figura 3, uma vista em corte transversal esquemática de um motor de aeronave exemplificativo é fornecida. Especificamente, para a realização mostrada, o motor de aeronave é configurado como um motor de jato turbofan de alto desvio, denominado, no presente documento, como “motor turbofan 100”. Conforme discutido acima, um ou ambos dentre o primeiro e/ou o segundo motores de aeronave 42, 44 da aeronave exemplificativa 10 descrita nas Figuras 1 e 2 podem ser configurados substancialmente do mesmo modo conforme o motor turbofan exemplificativo 100 da Figura 3.

[018] Conforme mostrado na Figura 3, o motor turbofan 100 define uma direção axial AI (que se estende de modo paralelo a uma linha central longitudinal 102 fornecida para referência) e uma direção radial RI. Em geral, o turbofan 10 inclui uma seção de ventilador 104 e um motor de turbina de núcleo 106 disposto a jusante da seção de ventilador 104.

[019] O mecanismo motor de turbina nuclear 106 exemplificativo retratado geralmente inclui um compartimento externo substancialmente tubular 108 que define uma entrada anular 110. O compartimento externo 108 envolve, em relação de fluxo serial, uma seção de compressor que inclui um intensificador ou compressor de baixa pressão (LP) 112 e um compressor de alta pressão (HP) 114; uma seção de combustão 116; uma seção de turbina que inclui uma turbina de alta pressão (HP) 118 e uma turbina de baixa pressão (LP) 120; e uma seção de bocal de escape de jato 122. Um eixo ou bobina de alta pressão (HP) 124 conecta por meio de acionamento a turbina de HP 118 ao compressor de HP 114. Um eixo ou bobina de baixa pressão (LP) 126 conecta por meio de acionamento a turbina de LP 120 ao compressor de LP 112. A seção de compressor, seção de combustão 116, seção de turbina e seção de bocal 122 definem, em conjunto, uma trajetória de fluxo de ar de núcleo 37.

[020] Para a realização representada, a seção de ventilador 104 inclui um ventilador de passo variável 128 que tem uma pluralidade de pás de ventilador 130 acopladas a um disco 132 de um modo distanciado. Conforme representado, as pás de ventilador 130 se estendem para fora a partir do disco 132 geralmente ao longo da direção radial R. Cada pá de ventilador 130 é giratória em relação ao disco 132 ao redor de um eixo geométrico de passo P em virtude de as pás de ventilador 130 serem acopladas de modo operativo a um membro de atuação adequado 134 configurado para variar coletivamente o passo das pás de ventilador 130 em uníssono. As pás de ventilador 130, o disco 132 e o membro de atuação 134 são giratórios, juntos, sobre o eixo geométrico longitudinal 12 pelo eixo de LP 126 através de uma caixa de engrenagens de potência 136. A caixa de engrenagens de potência 136 inclui uma pluralidade de engrenagens para ajustar a velocidade rotacional do ventilador 128 em relação ao eixo de LP 126 a uma velocidade de ventilador rotacional mais eficiente.

[021] Referindo-se ainda à realização exemplificativa da Figura 3, o disco 132 é coberto pelo cubo frontal giratório 138 aerodinamicamente contornado para promover um fluxo de ar através da pluralidade de pás de ventilador 130. Adicionalmente, a seção de ventilador exemplificativa 104 inclui um invólucro de ventilador anular ou nacela externa 140 que circunda circunferencialmente o ventilador 128 e/ou pelo menos uma porção do motor de turbina de núcleo 106. Deve-se entender que a nacela 140 pode ser configurada para ser sustentada em relação ao motor de turbina de núcleo 106 por uma pluralidade de palhetas de guia de saída 142 distanciadas circunferencialmente. Ademais, uma seção a jusante 144 da nacela 140 pode se estender sobre uma porção externa do motor de turbina de núcleo 106 de modo a definir uma passagem de fluxo de ar de desvio 146 entre as mesmas.

[022] Deve-se entender, entretanto, que o motor de turbofan 100 exemplificativo representado na Figura 3 é a título de exemplo apenas, e que em outras realizações exemplificativas, o motor turbofan 100 pode ter qualquer outra configuração adequada, que inclui, por exemplo, qualquer número adequado de eixos ou bobinas, compressores e/ou turbinas.

[023] Referindo-se, agora, à Figura 4, uma vista aproximada é fornecida da extremidade traseira 16 da aeronave exemplificativa 10 descrita acima com referência às Figuras 1 e 2. Conforme discutido acima, a fuselagem 20 da aeronave 10 se estende, em geral, da extremidade dianteira 14 da aeronave 10 em direção à extremidade traseira 16 da aeronave 10, com o motor traseiro 200 montado na fuselagem 20 próximo à extremidade traseira 16 da aeronave 10. A fuselagem 20 define um lado superior 202 e um lado inferior 204 ao longo da direção vertical V.

[024] Ademais, a fuselagem exemplificativa 20 mostrada define um tronco 206 localizado próximo à extremidade traseira 16 da aeronave 10. Especificamente, para a realização mostrada, o tronco 206 é posicionado atrás do par de asas 22 da aeronave 10. Conforme usado no presente documento, o termo “tronco” se refere, em geral, a uma porção de um formato que se situa entre dois planos paralelos. Assim, para a realização mostrada, o tronco 206 é definido entre um primeiro, ou plano dianteiro 208 e um segundo, ou plano traseiro 210, sendo que os planos dianteiro e traseiro 208, 210 são paralelos um ao outro e perpendiculares à linha central longitudinal 12 da aeronave 10 (consulte as Figuras 1 e 2). Conforme mostrado em linha tracejada, o tronco 206 define uma linha de referência superior 212 que se estende ao longo do tronco 206 no lado superior 202 da fuselagem 20, e uma linha de referência inferior 214 que se estende ao longo do tronco 206 no lado inferior 204 da fuselagem 20. De maneira notável, o tronco 206 mostrado tem um formato geralmente afilado à medida que o mesmo aborda a extremidade traseira 16 da aeronave 10, de modo que as linhas de referência superior e inferior 212, 214 se encontrem em um ponto de referência 215 atrás do tronco 206. Especificamente, o tronco exemplificativo 206 define uma altura ao longo da direção vertical V no plano dianteiro 208 que é maior do que uma altura ao longo da direção vertical V no plano traseiro 210.

[025] O tronco exemplificativo 206 mostrado define um formato geralmente frustocônico que tem um lado superior reto e um lado inferior reto entre os planos dianteiro e traseiro 208, 210. Assim, a linha de referência superior 212 do tronco 206 se estende ao longo de uma superfície do tronco 206 no lado superior 202 da fuselagem 20 (isto é, ao longo da superfície 40 da fuselagem 20) e a linha de referência inferior 214 se estende ao longo da superfície do tronco 206 (isto é, também ao longo da superfície 40 da fuselagem 20) no lado inferior 204 da fuselagem 20. Entretanto, em outras realizações, o tronco 206 pode, em vez disso, definir uma superfície que tem linhas curvadas entre o plano dianteiro 208 e o plano traseiro 210 no lado superior 202 da fuselagem 20 e/ou no lado inferior 204 da fuselagem 20. Em tal realização, as linhas de referência superior e inferior 212, 214 podem, em vez disso, se estender ao longo de uma linha média da superfície do tronco 206 entre os planos dianteiro e traseiro 208, 210 nos lados superior e inferior 202, 204 da fuselagem 20.

[026] Referindo-se ainda à Figura 4, a fuselagem 20 define adicionalmente uma porção rebaixada 216 localizada atrás do tronco 206. A porção rebaixada 216 é denteada no lado inferior 204 da fuselagem 20 para dentro (isto é, em direção à linha média 18 da aeronave 10) a partir da linha de referência inferior 214. De modo similar, para a realização mostrada, a porção rebaixada 216 também é denteada no lado superior 202 da fuselagem 20 para dentro a partir da linha de referência superior 212. Ademais, conforme é mostrado, a porção rebaixada 216 inclui uma porção côncava inferior 218 conforme visualizado a partir da linha de referência inferior 214. Adicionalmente, será verificado que a porção rebaixada 216 no lado inferior 204 da fuselagem 20 define um ângulo 219 com a linha central longitudinal 12. O ângulo 219 definido pela porção rebaixada 216 no lado inferior 204 da fuselagem 20 com a linha central longitudinal 12 é maior do que o ângulo de decolagem máximo 48 definido com a linha central longitudinal 12 (consulte a Figura 2). Por exemplo, o ângulo 219 pode ser pelo menos cerca de dez por cento maior do que o ângulo de decolagem máximo 48.

[027] Em pelo menos determinadas realizações exemplificativas, o ângulo 219 definido pela porção rebaixada 216 no lado inferior 204 da fuselagem 20 com a linha central longitudinal 12 também pode ser maior do que um ângulo limítrofe para criar fluxo separado durante voo normal, se não para a operação do motor traseiro 200. Especificamente, o ângulo 219 pode ser de modo que se o motor traseiro 200 não estiver presente e operando durante voo normal (isto é, durante uma velocidade de cruzeiro normal e altitude da aeronave 10), o ar se separará da porção rebaixada 216 no lado inferior 204 da fuselagem 20. Por exemplo, em determinadas realizações exemplificativas, o ângulo 219 pode ser pelo menos cerca de treze graus. Entretanto, em outras realizações exemplificativas, o ângulo 219 pode, em vez disso, ser pelo menos cerca de catorze graus, pelo menos cerca de quinze graus ou pelo menos cerca de dezesseis graus. Conforme será verificado, conforme usado no presente documento, o termo “separação” ou “separado” quando usado para descrever fluxo de fluido, se refere a uma condição em que um fluxo de fluido ao redor de um objeto se torna desprendido de uma superfície do objeto e, em vez disso, assume as formas de remoinhos e/ou vórtices, que podem resultar em um arrasto aumentado em tal objeto.

[028] De maneira notável, referindo-se ainda à Figura 4, para a realização mostrada, o tronco 206 é formado de uma porção da fuselagem 20 entre onde a fuselagem 20 começa a se afilar a partir de uma porção de corpo cilíndrica até a porção rebaixada 216. Assim, o tronco 206 pode definir uma razão de comprimento (ao longo da linha central longitudinal 12) para altura média (isto é, a altura média no plano dianteiro 208 e no plano traseiro 210) maior do que ou igual a cerca de 0,2, tal como maior do que ou igual a cerca de 0,25, 0,4 ou 0,5. Adicionalmente, conforme pode ser visto, por exemplo, na Figura 2, a linha de referência inferior 214 pode definir um ângulo com a linha central longitudinal 12 substancialmente o mesmo conforme o ângulo de decolagem 48 da aeronave 10. Deve-se verificar que, conforme usado no presente documento, os termos de aproximação, tais como “aproximadamente”, “substancialmente” ou “cerca de” se referem a estarem dentro de uma margem de erro de dez por cento.

[029] Referindo-se agora também à Figura 5, uma vista em corte transversal aproximada, esquemática do motor traseiro exemplificativo 200 das Figuras 1 e 2 é fornecida. Conforme discutido, o motor traseiro exemplificativo 200 é montado na fuselagem 20 próximo à extremidade traseira 16 da aeronave 10. O motor traseiro 200 mostrado define uma direção axial A2 que se estende ao longo de um eixo geométrico de linha central longitudinal 220 que se estende através do mesmo para referência, uma direção radial R2 e uma direção circunferencial C2 (consulte a Figura 6).

[030] Adicionalmente, para a realização mostrada, o motor traseiro 200 é configurado como um motor de ingestão de camada limítrofe configurado para ingerir e consumir ar que forma uma camada limítrofe sobre a fuselagem 20 da aeronave 10. Especificamente para a realização mostrada, o motor traseiro 200 é configurado como um ventilador de ingestão de camada limítrofe montado na fuselagem 20 da aeronave 10.

[031] O motor traseiro 200 inclui um ventilador 222 giratório ao redor do eixo geométrico de linha central 220, uma nacela 224 que se estende ao redor de uma porção do ventilador 222, e um ou mais membros estruturais 226 que se estendem entre a nacela 224 e a fuselagem 20 da aeronave 10. O ventilador 222 inclui uma pluralidade de pás de ventilador 228 distanciadas geralmente ao longo da direção circunferencial C2. Adicionalmente, a nacela 224 se estende ao redor e envolve a pluralidade de pás de ventilador 228 e se estende de modo adjacente à porção rebaixada 216 da fuselagem 20. Especificamente, a nacela 224 se estende ao redor de pelo menos uma porção da fuselagem 20 da aeronave 10 quando, conforme na Figura 5, o motor traseiro 200 é montado na aeronave 10.

[032] Conforme também é representado na Figura 5, o ventilador 222 inclui adicionalmente um eixo de ventilador 230 com a pluralidade de pás de ventilador 228 fixadas ao mesmo. Embora não mostrado, o eixo de ventilador 230 pode ser sustentado de modo giratório por um ou mais mancais localizados à frente da pluralidade de pás de ventilador 228 e, opcionalmente, um ou mais mancais localizados atrás da pluralidade de pás de ventilador 228. Tais mancais podem ser qualquer combinação adequada de mancais de rolamento, mancais de esfera, mancais de empuxo, etc.

[033] Em determinadas realizações exemplificativas, a pluralidade de pás de ventilador 228 podem ser presas de um modo fixo ao eixo de ventilador 230 ou, alternativamente, a pluralidade de pás de ventilador 228 podem ser presas de modo giratório ao eixo de ventilador 230. Por exemplo, a pluralidade de pás de ventilador 228 podem ser presas ao eixo de ventilador 230 de modo que um passo de cada uma dentre a pluralidade de pás de ventilador 228 possa ser alterado, por exemplo, em uníssono, por um mecanismo de mudança de passo (não mostrado).

[034] O eixo de ventilador 230 é acoplado mecanicamente a uma fonte de alimentação 232 localizada pelo menos parcialmente dentro da fuselagem 20 da aeronave 10. Para a realização mostrada, o eixo de ventilador 230 é acoplado mecanicamente à fonte de alimentação 232 através de uma caixa de engrenagem 234. A caixa de engrenagem 234 pode ser configurada para modificar uma velocidade rotacional da fonte de alimentação 232 ou, em vez disso, de um eixo 236 da fonte de alimentação 232, de modo que o ventilador 222 do motor traseiro 200 gire em uma velocidade rotacional desejada. A caixa de engrenagem 234 pode ser uma caixa de engrenagem de razão fixa ou, alternativamente, a caixa de engrenagem 234 pode definir uma razão de engrenagem variável.

[035] A fonte de alimentação 232 pode ser qualquer fonte de alimentação adequada. Por exemplo, em determinadas realizações exemplificativas, a fonte de alimentação 232 pode ser uma fonte de alimentação elétrica (por exemplo, o motor traseiro 200 pode ser configurado como parte de um sistema de propulsão gás-elétrico com o primeiro e/ou o segundo motores de aeronave 42, 44). Entretanto, em outras realizações exemplificativas, a fonte de alimentação 232 pode ser alternativamente configurada como um motor a gás dedicado, tal como um motor de turbina a gás. Ademais, em determinadas realizações exemplificativas, a fonte de alimentação 232 pode ser posicionada em qualquer outra localização adequada dentro, por exemplo, da fuselagem 20 da aeronave 10 ou do motor traseiro 200. Por exemplo, em determinadas realizações exemplificativas, a fonte de alimentação 232 pode ser configurada como um motor de turbina a gás posicionado pelo menos parcialmente dentro do motor traseiro 200.

[036] Referindo-se ainda às Figuras 4 e 5, o um ou mais membros estruturais 226 se estendem entre a nacela 224 e a fuselagem 20 da aeronave 10 em uma localização à frente da pluralidade de pás de ventilador 228. O um ou mais membros estruturais 226 para a realização mostrada se estendem substancialmente ao longo da direção radial R2 entre a nacela 224 e a fuselagem 20 da aeronave 10 para montar o motor traseiro 200 à fuselagem 20 da aeronave 10. Deve-se verificar também, entretanto, que em outras realizações exemplificativas, o um ou mais membros estruturais 226 podem, em vez disso, se estender substancialmente ao longo da direção axial A2, ou em qualquer outra direção adequada entre a direção axial e a direção radial A2, R2.

[037] O um ou mais membros estruturais 226 mostrados são configurados como palhetas de guia de entrada para o ventilador 222, de modo que o um ou mais membros estruturais 226 sejam conformados e orientados para direcionar e condicionar um fluxo de ar para o motor traseiro 200 para aumentar uma eficiência do motor traseiro 200. Em determinadas realizações exemplificativas, o um ou mais membros estruturais 226 podem ser configurados como palhetas de guia de entrada fixas que se estendem entre a nacela 224 e a fuselagem 20 da aeronave 10 ou, alternativamente, o um ou mais membros estruturais 226 podem ser configurados como palhetas de guia de entrada variáveis.

[038] Ademais, o motor traseiro 200 inclui uma ou mais palhetas de guia de saída 238 e um cone de cauda 240. A uma ou mais palhetas de guia de saída 238 para a realização mostrada se estendem entre a nacela 224 e o cone de cauda 240 para, por exemplo, adicionar resistência e rigidez ao motor traseiro 200, bem como para direcionar um fluxo de ar através do motor traseiro 200. As palhetas de guia de saída 238 podem ser distanciadas de modo uniforme ao longo da direção circunferencial C2 (consulte a Figura 6), ou podem ter qualquer outro espaçamento adequado. Adicionalmente, as palhetas de guia de saída 238 podem ser palhetas de guia de saída fixas ou, alternativamente, podem ser palhetas de guia de saída variáveis.

[039] Atrás da pluralidade de pás de ventilador 228, e para a realização mostrada, atrás da uma ou mais palhetas de guia de saída 238, o motor traseiro 200 define adicionalmente um bocal 242 entre a nacela 224 e o cone de cauda 240. O bocal 242 pode ser configurado para gerar uma quantidade de empuxo do ar que flui através do mesmo, e o cone de cauda 240 pode ser conformado para minimizar uma quantidade de arrasto no motor traseiro 200. Entretanto, em outras realizações, o cone de cauda 240 pode ter qualquer outro formato e pode, por exemplo, terminar à frente de uma extremidade traseira da nacela 224 de modo que o cone de cauda 240 seja envolvido pela nacela 224 em uma extremidade traseira. Adicionalmente, em outras realizações, o motor traseiro 200 pode não ser configurado para gerar qualquer quantidade mensurável de empuxo e, em vez disso, pode ser configurado para ingerir ar a partir de uma camada limítrofe de ar da fuselagem 20 da aeronave 10 e adicionar energia/ acelerar tal ar para reduzir um arrasto geral na aeronave 10 (e, desse modo, aumentar um empuxo líquido da aeronave 10).

[040] Referindo-se ainda às Figuras 4 e 5, e agora também à Figura 6, o motor traseiro 200 ou, em vez disso, a nacela 224, define uma entrada 244 em uma extremidade dianteira 246 da nacela 224. A entrada 244 é definida pela nacela 224 com a fuselagem 20, isto é, entre a nacela 224 e a fuselagem 20. Conforme mencionado acima, a nacela 224 do motor traseiro 200 se estende ao redor e circunda a pluralidade de pás de ventilador 228 do ventilador 222 do motor traseiro 200. Para a realização mostrada, a nacela 224 também se estende pelo menos parcialmente ao redor do eixo geométrico central 220 do motor traseiro 200, pelo menos parcialmente ao redor da linha média 18 da aeronave 10, e pelo menos parcialmente ao redor da porção rebaixada 216 da fuselagem 20 da aeronave 10. Especificamente, para a realização mostrada, a nacela 224 se estende substancialmente trezentos e sessenta graus (360°) ao redor do eixo geométrico central 220 do motor traseiro 200, substancialmente trezentos e sessenta graus (360°) ao redor da linha média 18 da aeronave 10, e substancialmente trezentos e sessenta graus (360°) ao redor da porção rebaixada 216 da fuselagem 20 da aeronave 10.

[041] De maneira notável, posicionando-se o motor traseiro 200 de modo que a nacela 224 do motor traseiro 200 se estenda pelo menos parcialmente ao redor da porção rebaixada 216 da fuselagem 20, uma porção inferior 248 da nacela 224 pode não interferir com, por exemplo, o ângulo de decolagem 48 da aeronave 10 (consulte também a Figura 2). Por exemplo, conforme mostrado, a nacela 224 do motor traseiro 200 inclui pelo menos uma porção localizada dentro da linha de referência inferior 214 definida pelo tronco 206 (consulte também a Figura 3). Particularmente para a realização mostrada, uma totalidade da porção inferior 248 da nacela 224 é posicionada alinhada com, ou para dentro da linha de referência inferior 214 do tronco 206. Para pelo menos determinadas aeronaves da técnica anterior, a linha de referência inferior 214 do tronco 206 indica o formato convencional para uma porção inferior de uma fuselagem em uma extremidade traseira de uma aeronave.

[042] Entretanto, visto que a nacela 224 do motor traseiro 200 é posicionada ao redor da porção rebaixada 216 da fuselagem 20, e visto que pelo menos a porção inferior 248 da nacela 224 é embutida a partir da linha de referência inferior 214 do tronco 206, o ar que entra no motor traseiro 200 a partir de uma porção inferior 248 da fuselagem 20 pode não estar fluindo em uma direção paralela ao eixo geométrico central 220 do motor traseiro 200 (conforme é convencional para motores de aeronave; consulte, por exemplo, o primeiro e o segundo motores de aeronave 42, 44 nas Figuras 1 e 2). Assim, a porção inferior 248 da nacela 224 é conformada e orientada para capturar de modo mais eficaz tal fluxo de ar. Por exemplo, para a realização mostrada, a porção inferior 248 da nacela 224 define uma linha de corda 250 que se estende entre a extremidade dianteira 246 e uma extremidade traseira 252. A porção inferior 248 da nacela 224 é orientada de modo que a linha de corda 250 definida pela porção inferior 248 da nacela 224 se estenda de modo substancialmente paralelo à linha de referência inferior 214 definida pelo tronco 206. De modo similar, a porção inferior 248 da nacela 224 define uma superfície interna 254 e uma superfície externa 256. Para a realização mostrada, pelo menos uma porção da superfície externa 256 da porção inferior 248 da nacela 224 também se estende de modo substancialmente paralelo à linha de referência inferior 214 do tronco 206.

[043] Além disso, referindo-se também à Figura 6, dado o formato da porção rebaixada 216 da fuselagem 20 localizada atrás do tronco 206 que define a fuselagem 20, um fluxo de ar de camada limítrofe sobre a fuselagem 20 para o motor traseiro 200 pode não ser distribuído de modo uniforme ao longo da direção circunferencial C2 da fuselagem 20. Especificamente, o impulso do ar de camada limítrofe que flui para o motor traseiro 200 pode ser menor no lado inferior 204 da fuselagem 20 quando comparado ao lado superior 202 da fuselagem 20 (consulte a Figura 4). Assim, a entrada 244 definida pela nacela 224 com a fuselagem 20 da aeronave 10 pode definir um formato não axissimétrico em relação ao eixo geométrico central 220 do motor traseiro 200. Por exemplo, a entrada 244, que se estende substancialmente trezentos e sessenta graus (360°) ao redor da fuselagem 20, inclui uma metade superior 258 posicionada acima do eixo geométrico central 220 e uma metade inferior 260 posicionada abaixo do eixo geométrico central 220. As metades superior e inferior 258, 260 da entrada 244 são mostradas separadas por uma linha de referência horizontal 262 que se estende através do eixo geométrico central 220. Ademais, a metade superior 258 da entrada 244 define uma área de entrada de metade superior e a metade inferior 260 da entrada 244 define uma área de entrada de metade inferior. A área de entrada de metade inferior é maior do que a área de entrada de metade superior, de modo que a entrada 244 possa ser configurada para capturar uma quantidade suficiente do ar de camada limítrofe que flui sobre o lado inferior 204 da fuselagem 20 com menos impulso.

[044] Adicionalmente, para a realização mostrada, o formato não simétrico da entrada 244 é um resultado da metade inferior 260 ser maior do que a metade superior 258 para capturar a quantidade desejada de ar de camada limítrofe. Assim, em outras realizações, a entrada 240 pode definir uma altura H ao longo da direção radial R2 e um ponto intermediário 245 (isto é, um ponto no meio da entrada 240 ao longo da direção radial R2). A metade superior 258 pode, em vez disso, ser definida como uma porção da entrada 244 posicionada acima do ponto intermediário 245 e a metade inferior 260 pode, em vez disso, ser definida como uma porção da entrada 244 posicionada abaixo do ponto intermediário 245. Assim como com a realização discutida acima, a metade superior 258 da entrada 244 define uma área de entrada de metade superior e a metade inferior 260 da entrada 244 define uma área de entrada de metade inferior, sendo que a área de entrada de metade inferior é maior do que a área de entrada de metade superior. Por exemplo, nessa realização (ou na realização acima), a área de entrada de metade inferior pode ser pelo menos cerca de dez por cento maior do que a área de entrada de metade superior.

[045] De maneira notável, a nacela 224 também define um formato não axissimétrico na extremidade dianteira 246 em relação ao eixo geométrico central 220 do motor traseiro 200 a fim de acomodar o formato não axissimétrico da entrada 244 definido pela nacela 224. Por exemplo, a nacela 224 pode definir um formato não axissimétrico em um plano de destaque 247 do motor traseiro 200, sendo que o plano de destaque 247 é definido pela extremidade dianteira 246 do motor traseiro 200. Conforme é mostrado, para a realização mostrada, o plano de destaque 247 não é um plano vertical. Em ainda outras realizações exemplificativas, a nacela 224 pode definir adicionalmente um plano de referência vertical (não classificado), sendo que o plano de referência se estende na direção vertical V e na direção lateral L (consulte as Figuras 1 e 2). A nacela 224 pode definir adicionalmente um formato não simétrico no plano de referência. Deve-se verificar que, conforme usado no presente documento, o termo “não axissimétrico” em relação ao eixo geométrico de linha central 220 se refere a um formato em corte transversal que não exibe simetria ao redor do eixo geométrico de linha central 220, e que o termo “não simétrico” se refere simplesmente a um formato em corte transversal que não exibe simetria ao redor de um ponto central.

[046] Referindo-se de volta à Figura 5, e agora também à Figura 7, uma extremidade dianteira 246 da porção inferior 248 da nacela 224 do motor traseiro 200 será descrita. Especificamente, a Figura 7 fornece uma vista em corte transversal aproximada da porção inferior 248 da nacela 224 do motor traseiro 200 na Figura 5.

[047] Conforme discutido acima, o ar que entra no motor traseiro 200 mostrado pode não estar fluindo em uma direção paralela ao eixo geométrico central 220 do motor traseiro 200. Isso pode ser um resultado da porção rebaixada 216 da fuselagem 20 e a configuração embutida pelo menos da porção inferior 248 da nacela 224 do motor traseiro 200. A fim de maximizar uma quantidade de ar capturada pelo motor traseiro 200, a extremidade dianteira 246 da porção inferior 248 da nacela exemplificativa 224 é configurada especificamente para acomodar o fluxo fora de eixo geométrico de ar para o qual o motor traseiro 200 é projetado para receber.

[048] Especificamente, a extremidade dianteira 246 da porção inferior 248 da nacela 224 define um ponto de referência que, para a realização mostrada, é um ponto de estagnação 264. O termo “ponto de estagnação” se refere, em geral, a um ponto em um campo de fluxo em que uma velocidade local de um fluido é igual a zero. O ponto de estagnação 264 mostrado se alinha com um ponto na extremidade dianteira 246 que tem o menor raio de curvatura 266 quando o motor traseiro 200 é operado à capacidade máxima. Adicionalmente, o ponto de estagnação 264 é posicionado próximo à superfície externa 256 da porção inferior 248 da nacela 224 (isto é, o ponto de estagnação 264 é posicionado mais próximo à superfície externa 256 da porção inferior 248 da nacela 224 do que a superfície interna 254 da porção inferior 248 da nacela 224). Ademais, a extremidade dianteira 246 da porção inferior 248 da nacela 224 define uma linha de referência normal 268 que se estende normal a partir do ponto de estagnação 264 na extremidade dianteira 246 da porção inferior 248 da nacela 224. A linha de referência normal 268 define um ângulo 270 com o eixo geométrico central 220 do motor traseiro 200 que é maior do que zero. De maneira notável, conforme usado no presente documento, o ângulo entre a linha de referência normal 268 e o eixo geométrico central 220 do motor traseiro 200 é maior do que zero quando a linha de referência normal 268 se estende para fora a partir do eixo geométrico central 220 do motor traseiro 200 (conforme mostrado). Por exemplo, em determinadas realizações exemplificativas, o ângulo 270 definido entre a linha de referência normal 268 e o eixo geométrico central 220 do motor traseiro 200 pode ser maior do que cerca de cinco graus, maior do que cerca de dez graus, maior do que cerca de quinze graus ou maior do que cerca de vinte graus.

[049] Adicionalmente, conforme previamente estabelecido, a porção inferior 248 da nacela 224 define uma linha de corda 250. Para a realização mostrada, a linha de referência normal 268, que se estende normal a partir do ponto de estagnação 264, também define um ângulo 272 com a linha de corda 250 que é maior do que zero. Ademais, a porção inferior 248 da nacela 224 é orientada para capturar uma quantidade máxima de ar de camada limítrofe, bem como para acomodar, por exemplo, o ângulo de decolagem 48 da aeronave 10. Assim, conforme é mostrado, a linha de corda 250 também define um ângulo 274 com o eixo geométrico central 220 que é maior do que zero. Por exemplo, em pelo menos determinadas realizações exemplificativas, o ângulo 274 pode ser maior do que ou igual a cerca de cinco graus, maior do que ou igual a cerca de dez graus, maior do que ou igual a cerca de quinze graus, ou maior do que ou igual a cerca de vinte graus.

[050] Uma aeronave que tem uma fuselagem conformada do modo descrito acima e/ou um motor traseiro configurado do modo descrito acima pode permitir uma eficiência de propulsão geral aumentada incorporando-se o motor traseiro no sistema de propulsão de aeronave, sem afetar de modo prejudicial um ângulo de decolagem da aeronave e capturando de modo eficaz um fluxo de ar de camada limítrofe da fuselagem.

[051] Esta descrição escrita usa exemplos para revelar a invenção, inclusive o melhor modo, e também para possibilitar que qualquer técnico no assunto pratique a invenção, inclusive a produzir e a usar quaisquer dispositivos ou sistemas, e a executar quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da invenção é definido pelas reivindicações e pode incluir outros exemplos que ocorrem àqueles técnicos no assunto. Tais outros exemplos são destinados a estarem dentro do escopo das reivindicações, caso os mesmos incluam elementos estruturais que não sejam diferentes da linguagem literal das reivindicações ou caso os mesmos incluam elementos estruturais equivalentes com diferenças insubstanciais em relação à linguagem literal das reivindicações. LISTA DE COMPONENTES 10 Aeronave 12 Linha ce ntral longitudinal Eeiramidaeeniaveeira de aeronave extremiaade trveeira de aeronave Linha média Fuselagem Asas Bombordo Estibordo FlaaeaUa bordo de ataque Flapes de bordo de fuga Esrabilizador vertical Flape de leme Eetaail izador horizontal Flape elevador Revestimento 1u meter Fa aaoenava 2u meter Fa aaoenava Mobep a j ato de turbofan Unha nentral long l tudinal ou axial Sdção de ventilador Moaor deau rbina de núcleo In vólucro externo Entrada Camaressor UI baixa pressão Sompressãr de alta pressão Ueãão de combustão Turbina de alta pressão aurbina de baixa pressão Sede jato escape de jato Eixo/beSina de alta pressão bixx/bpbinade baixa pressão Ventilador Lâminas Disco Mem bro de atuação Caixa Sd e/mrencgens de potência Nacela InvEluxro ou /doe la de ventilador Palhe/a E e guia de saída Seção a jusante Uxosag/enXe flnoo de ar de desvio Motor traseiro fada s/pxnor de fuselagem LaSx infxnor de fuselagem Tronco Plano dianteiro Plano traseiro UnEade referência superior UnEade referência inferior aoEto de referência Porção rebaixada P orção Côncava Eixo geomXtaieE de linha central Ventilador Nacela Mambros estruturais Lâminas de ventilador Oixo de ventilador Façte de alimentação Caiea d e engrenagens Eixode acionamento OGV Cone de cauda Bocal Entrada Extremidaaa dianteira de nacela Porçãoin ferior de nacela Linha de corda detrmminane tr^nseira da nacela Superfície interna Sn perfície externa Metade nuperior de entrada Metade inferior de entrada Sina a de referência Ponto de estagnação Raio de curvatura Sinma 0m referência normal Ângul2 entre 268 e 220 Ângul5 entre 268 e 250

Claims

1. AERONAVE (10) que se estende entre uma extremidade dianteira (14) e uma extremidade traseira (16), sendo que a aeronave (10) compreende: uma fuselagem (20) que se estende a partir da extremidade dianteira (14) da aeronave (10) em direção à extremidade traseira (16) da aeronave (10); e um motor traseiro (200) montado na fuselagem (20) próximo à extremidade traseira (16) da aeronave (10), sendo que o motor traseiro (200) define um eixo geométrico central (220) e compreende: um ventilador (222) giratório ao redor do eixo geométrico central (220) e que inclui uma pluralidade de pás de ventilador (228); e uma nacela (224) que circunda a pluralidade de pás (te ventilador (228) do ventilador (222) e que define uma entrada (244), sendo que a entrada (244) define um formato não axissimétrico em relação ao eixo geométrico central (220) do motor traseiro (200), em que a entrada (244) inclui uma metdde uuperior (588) posicionada acima do eixo geométrico central (220) e uma metade inferior (260) posicionada abaixo do eixo geométrico central (220), em que a metade superior da entrada (258) define uma área de entrada de metade superior, em que a metade inferior da entrada (260) define uma área de entrada de metade inferior, caracterizado pela área de entrada de metade inferior (260) ser maior do que a área de entrada de metade superior (258), em que entrada (244) definida pela nacela (224) se estende 360 graus ao redor da fuselagem (20) da aeronave (10).

2. AERONAVE (10), de acordo com a reivindicação 1, sendo que a aeronave (10) é caracterizada por definir uma linha média (18) que se estende a partir da extremidade dianteira (14) até a extremidade traseira (16), e em que a nacela (224) se estende 360 graus ao redor da linha média (18) da aeronave (10).

3. AERONAVE (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pela nacela (224) definir a entrada (244) com a fuselagem (20) da aeronave (10).

4. AERONAVE (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pela nacela (224) se estender 360 graus ao redor do eixo geométrico central (220) do motor traseiro (200).

5. AERONAVE (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pela área de entrada de metade inferior (260) ser pelo menos cinco por cento maior do que a área de entrada de metade superior (258).

6. AERONAVE (10), de acordo com a reivindicação 5, caracterizada pela área de entrada de metade inferior (260) ser pelo menos dez por cento maior do que a área de entrada de metade superior (258).

7. AERONAVE (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pela fuselagem (20) definir uma porção rebaixada (216), e em que a nacela (224) é configurada para se estender pelo menos parcialmente ao redor da porção rebaixada (216) da fuselagem (20).

8. AERONAVE (10), de acordo com a reivindicação 7 caracterizada pela fuselagem (20) definir um lado superior (202), um lado inferior (204) e um tronco (206), o tronco (206) é localizado próximo à extremidade traseira (16) da aeronave (10) e define uma linha de referência superior (212) que se estende ao longo do tronco (206) no lado superior (202) da fuselagem (20), e uma linha de referência inferior (214) que se estende ao longo do tronco (206) no lado inferior (204) da fuselagem (20), em que as linhas de referência superior e inferior (212, 214) se encontrem em um ponto de referência (215) atrás do tronco (206), e em que a porção rebaixada (216) da fuselagem (20) é localizada atrás do tronco (206) e é denteada no lado de dentro (a partir da linha de referência inferior (214).

9. AERONAVE (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pela nacela (224) definir um plano de destaque (247), e em que a nacela (224) define um formato não axissimétrico no plano de destaque (247).

10. AERONAVE (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pela nacela (224) definir um plano de referência que se estende em um direção vertical (V) e em uma direção lateral (L), e em que a nacela (224) define um formato não axissimétrico no plano de referência.

11. MOTOR TRASEIRO (200) que define um eixo geométrico central (220) e é configurado para ser montado em uma aeronave (10) em uma extremidade traseira (16) da aeronave (10), sendo que o motor traseiro (200) compreende: um ventilador (222) giratório ao redor do eixo geométrico central (220) e que inclui uma pluralidade de pás de ventilador (228); e uma nacela (224) que circunda a pluralidade de pás de ventilador (228) do ventilador (222) e que define uma entrada (244), sendo que a entrada (244) define um formato não axissimétrico em relação ao eixo geométrico central (220) do motor traseiro (200), em que a entrada (244) inclui uma metade superior (258) posicionada acima do eixo geométrico central (220) e uma metade inferior (260) posicionada abaixo do eixo geométrico central (220), em que a metade superior da entrada (258) define uma área de entrada de metade superior, caracterizado pela metade inferior da entrada (260) definir uma área de entrada de metade inferior, e em que a área de entrada de metade inferior (260) é maior do que a área de entrada de metade superior (258), em que entrada (244) definida pela nacela (224) se estende 360 graus ao redor da fuselagem (20) da aeronave (10).

12. MOTOR ASESEIRO(000) de acordocoa e reivinaicãoão 11, caracterizado pela área de entrada de metade inferior (260) ser pelo menos dez por cento maior do que a área de entrada de metade superior (258).

13. MOTOR ASESEIRO(000) de acordocoa e veivinaicaoão 11, caracterizado pelo motor traseiro (200) ser configurado como um ventilador de ingestao de camada limítrofe.

14. MOTOR ASESTIRO(OOO) de ojoordooa e veivinaicaoão 11, caracterizado pela nacela (224) incluir uma extremidade dianteira (246) e uma porçao inferior (248), em que a extremidade dianteira (246) da porçao inferior (248) da nacela (224) define ponto de estagnação (264), em que o ponto de estagnação (264) definido pela extremidade dianteira (246) da porção inferior (248) da nacela (224) define uma linha de referência normal (268) que se estende normal a partir do ponto de estagnação (264), e em que a linha de referência normal (268) define um ângulo (270) com o eixo geométrico central (220) do motor traseiro (200) que é maior do que zero.

15. MOTOR ASESEIRO(000) de ojoordooa e veivinaicãoão 11, caracterizado pela nacela (224) incluir uma extremidade dianteira (246) e uma porção inferior (248), em que a extremidade dianteira (246) da porção inferior (248) da nacela (224) define ponto de estagnação (264), em que o ponto de estagnação (264) definido pela extremidade dianteira (246) da porção inferior (248) da nacela (224) define uma linha de referência normal (268) que se estende normal a partir do ponto de estagnação (264), em que a porção inferior (248) da nacela (224) define uma linha de corda (250), em que a linha de referência normal (268) define um ângulo (270) com a linha de corda (250) que é maior do que zero.

16. MOTOR TRASEIRO (200) que define um eixo geométrico central (220) e é configurado para ser montado em uma aeronave (10) em uma extremidade traseira (16) da aeronave (10), sendo que o motor traseiro (200) compreende: um ventilador (222) giratório ao redor do eixo geométrico central (220) e que inclui uma pluralidade de pás de ventilador (228); e uma nacela (224) que circunda a pluralidade de pás de ventilador (228) do ventilador (222) e que define uma entrada (244), sendo que a entrada (244) define um formato não axissimétrico em relação ao eixo geométrico central (220) do motor traseiro (200), em que a entrada (244) inclui uma metade superior (258) posicionada acima do eixo geométrico central (220) e uma metade inferior (260) posicionada abaixo do eixo geométrico central (220), caracterizado pela metade inferior da entrada (260) ter um formato retangular; em que a metade superior da entrada (258) tem um formato semicircular; em que entrada (244) definida pela nacela (224) se estende 360 graus ao redor da fuselagem (20) da aeronave (10).

17. MOTOR TRASEIRO (200) de acordo com a reivindicação 16, caracterizado pela metade inferior retangular da entrada (260) ser definida em um plano de destaque (247) definido por uma extremidade dianteira do motor traseiro (200).