BR112016025875B1

BR112016025875B1 - Aeronave de vtol

Info

Publication number: BR112016025875B1
Application number: BR112016025875-4A
Authority: BR
Inventors: David E. Brody; Dennis D. Olcott
Original assignee: XTI Aircraft Company
Priority date: 2014-05-07
Filing date: 2015-05-07
Publication date: 2022-08-23
Also published as: JP2017514748A; WO2016018486A2; JP6191039B2; CN111498109B; CA2947974A1; CN107074358B; EP3140190B1; CA2947974C; US9676479B2; WO2016018486A3; CN107074358A; EP3140190A4; CN111498109A; BR112016025875A2; US20160214710A1; EP3140190A2

Abstract

AERONAVE DE VTOL. A presente invenção refere-se a uma aeronave de decolagem e aterrissagem verticais, que inclui um par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado que são móveis de forma rotativa entre uma primeira posição de sustentação vertical e uma segunda posição de empuxo horizontal. As hélices de sustentação / empuxo são dispostas em recessos de hélice curvilíneos formados nas porções de borda de ataque das asas da aeronave. Uma hélice de sustentação de fluxo canalizado de exaustão para baixo é disposta na fuselagem da aeronave, atrás do eixo geométrico de passo da aeronave. Uma instalação de potência, disposta na fuselagem, é acoplada com as hélices de sustentação / empuxo e a hélice de sustentação por um sistema de transmissão. As hélices de sustentação / empuxo e a hélice de sustentação são posicionadas com respeito umas às outras para serem trianguladas em torno do centro de gravidade da aeronave e o centro de sustentação da aeronave.

Description

REFERÊNCIA CRUZADA A PEDIDO(S) RELACIONADO(S)

[001] Este pedido reivindica o benefício do Pedido de Patente Provisória U.S. N° 61/989.935, depositado em 7 de maio de 2014, o qual é incorporado aqui como referência em sua totalidade para todas as finalidades.

ANTECEDENTES

[002] Os aeroportos estão se tornando crescentemente neces sários perto de áreas urbanas, para se dirigirem às necessidades de cidadãos e outros viajando entre cidades. Contudo, os aeroportos ocupam uma grande área devido às pistas longas e ao espaço de ar expansivo necessário para uma aeronave de asa fixa para decolar e pousar de forma segura. A construção desses aeroportos também é proibitiva em termos de custos para municipalidades de tamanho pequeno e médio. Quando cidades grandes estão mais bem situadas para garantia da construção de aeroportos, o ruído, a poluição e os problemas de segurança apresentados por aeroportos urbanos são problemáticos. Assim sendo, há uma necessidade há muito sentida na indústria da aviação para uma aeronave de decolagem e aterrissagem verticais (VTOL), pequena, acessível, que possa decolar, pousar e ser armazenada em parcelas relativamente pequenas de imóvel comercial e residencial.

[003] Historicamente, a indústria da aviação acreditava que helicópteros atenderiam à necessidade de uma aeronave VTOL pequena, acessível. Infelizmente, os helicópteros permanecem sendo uma aeronave de finalidade especial, devido a seus sistemas de controle, seus rotores de diâmetro grande e sua velocidade lenta e seu alcance limitado. Os sistemas de controle de helicóptero incluem mecanismos complexos para ajuste continuamente do passo do rotor. Esses sistemas de controle são dispendiosos de construir e manter. Mais ainda, os helicópteros são notoriamente difíceis de pilotar, requerendo um treinamento de voo especializado, particularmente se comparados com uma aeronave de asa fixa. Ainda, os rotores expostos de diâmetro grande apresentam sérios desafios de segurança e operacionais. Os helicópteros também sofrem de sua capacidade limitada de voar em qualquer lugar perto da velocidade e do alcance de uma aeronave de asa fixa. Assim sendo, uma tecnologia de helicóptero tradicional ainda é mal adequada para necessidades e demandas importantes operacionais e de usuário.

[004] Ao longo das décadas, houve numerosas tentativas de combinar a velocidade, o alcance e o conforto de um avião de asa fixa com o VTOL e a capacidade de pairar de um helicóptero. Contudo, exceto por duas aeronaves militares, o jato britânico Harrier e o F-35 da Força Aérea dos Estados Unidos, a categoria de rotor basculante de aeronave é a única aeronave VTOL / de asa fixa que parece estar próxima da certificação da FAA e de produção comercial. Contudo, os rotores basculantes apenas decolam e pousam verticalmente porque as lâminas de rotor bateriam no solo na configuração de voo para frente. Portanto, o peso bruto de uma aeronave com rotor basculante é menor do que o de uma aeronave de asa fixa, as quais são capazes de decolar em uma pista. Os conjuntos de motor / rotor grandes também diminuem a aerodinâmica das asas ao qual eles são presos. Enquanto isto reduz a performance, ainda diminui a segurança quando uma aterrissagem com planeio de emergência é necessária. Isto é particularmente problemático em uma aeronave com rotor basculante, em que uma aterrissagem com planeio se torna necessária brevemente após uma decolagem, quando os rotores estão posicionados verticalmente e em uma aeronave “de asa basculante”, quando os rotores e as asas estão posicionados verticalmente. Ainda, devido a seu tamanho e sua complexidade, o rotor basculante poderia não ser a base (de um ponto de vista físico ou de engenharia) para uma aeronave leve, rápida, compacta e acessível no mercado comercial.

[005] Há uma outra categoria de aeronave VTOL projetada para alcançar velocidades mais altas - isto é, helicópteros com componentes adicionais para aumento de velocidade, tais como propulsores, conhecidos como “helicópteros compostos”. A aeronave de tecnologia X2 de Sikorsky e a tecnologia de hélice de fluxo canalizado dupla / de rotor coaxial da AVX Aircraft Company estão incluídas nesta categoria. As aeronaves de Sikorsky e AVX não estão em produção comercial, mas são projetadas para serem capazes de atingirem uma velocidade alta com VTOL e capacidade de pairando superior a qualquer aeronave de asa fixa, exceto o rotor basculante. Contudo, de modo similar ao rotor basculante, estes helicópteros compostos têm grandes pás de helicóptero padronizadas para sustentação durante a decolagem e a aterrissagem, ao invés de hélices de fluxo canalizado menores, mais seguras, para sustentação durante a decolagem e a aterrissagem. Várias aeronaves de protótipo e experimentais com hélices de fluxo canalizado rotativas foram voadas no meio do século XX. Contudo, os motores e as hélices não proveram uma sustentação suficiente para carga ou passageiros, e aquelas aeronaves experimentam problemas de controlabilidade significativos.

[006] Muitos destes projetos de aeronave VTOL da técnica anterior sofrem de um amplo arranjo de desvantagens que evitaram sua aceitação difundida como uma aeronave urbana de dia a dia. Uma outra desvantagem é que muitos desses projetos requerem várias vezes a potência mecânica para manutenção da aeronave nos modos de voar, decolar e pairar. Assim sendo, essas aeronaves sofrem de taxas relativamente altas de consumo de combustível, enquanto pairam e em um voo horizontal para frente.

SUMÁRIO

[007] Este Sumário é provido para a introdução de uma seleção de conceitos em uma forma simplificada, que são adicionalmente descritos abaixo na Descrição Detalhada. Este Sumário e os Antecedentes precedentes não são pretendidos para a identificação de aspectos chaves ou aspectos essenciais do assunto reivindicado. Mais ainda, este Sumário não é pretendido para uso como um auxílio na determinação do escopo do assunto reivindicado.

[008] As aeronaves de acordo com a presente tecnologia são fundamentalmente diferentes dos projetos de aeronave anteriores. Em particular, as modalidades da presente aeronave apresentam aeronaves VTOL, de hélice de fluxo canalizado, de asa fixa que usam um conjunto configurado de forma única de hélices de fluxo canalizado trianguladas. Isto provê aeronaves que são práticas, com velocidade competitiva, alcance e conforto para os passageiros, e uma capacidade de carga útil substancial.

[009] Em várias modalidades, a aeronave inclui uma fuselagem tendo uma porção de extremidade dianteira, uma porção de extremidade traseira e uma porção central que se estende entre a porção de extremidade dianteira e a porção de extremidade traseira. A fuselagem define um eixo geométrico longitudinal central da aeronave. Um par de asas se estende lateralmente para fora da fuselagem. Uma hélice de sustentação de fluxo canalizado de exaustão para baixo é disposta na fuselagem, entre um eixo geométrico de passo da aeronave e a porção de extremidade traseira da fuselagem. Pelo menos uma cobertura retrátil e que pode ser fechada de novo, que é seletivamente móvel entre posições aberta e fechada com respeito à hélice de sustentação de fluxo canalizado. Um par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado é acoplado ao par de asas, de modo que as hélices sejam posicionadas simetricamente uma em relação à outra em lados opostos de um eixo geométrico de rolamento da aeronave, para frente do eixo geométrico de passo. O par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado é móvel de forma seletiva, de modo rotativo, entre uma primeira posição em que elas proveem sustentação vertical e uma segunda posição em que elas proveem um empuxo horizontal.

[0010] Em algumas modalidades, porções de borda de ataque das asas da aeronave incluem um recesso de hélice curvilíneo. Cada uma do par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado é disposta em um recesso de hélice curvilíneo. Assim sendo, os recessos de hélice curvilíneos são conformados para se aproximarem de um formato de uma porção de borda circunferencial das hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado. As modalidades da aeronave posicionam a hélice de sustentação de fluxo canalizado e o par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado com respeito umas às outras para serem trianguladas em torno de um centro de gravidade para a aeronave. Um empuxo a partir de cada uma do par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado é independentemente controlável para a provisão de controle de rolamento da aeronave. O empuxo a partir da hélice de sustentação na porção traseira da fuselagem é controlável para a provisão de um controle de passo da aeronave.

[0011] As modalidades da aeronave incluem uma instalação de potência que é disposta na fuselagem e operativamente acoplada ao par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado e à hélice de sustentação. Em algumas dessas modalidades, a instalação de potência inclui uma pluralidade de motores que são operativamente acoplados a um único sistema de transmissão de potência, o qual é acoplado ao par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado e à hélice de sustentação. Um primeiro eixo de saída e um segundo eixo de saída se estendem transversalmente, em direções opostas a partir de uma caixa de transmissão, a qual é operativamente acoplada à pluralidade de motores, e são acoplados a caixas de transmissão de redução associadas ao par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado. Um terceiro eixo de saída se estende para trás a partir da caixa de transmissão e é acoplado a uma caixa de transmissão de redução associada à hélice de sustentação traseira contida na fuselagem.

[0012] Estes e outros aspectos do presente sistema e do método serão evidentes após uma consideração da Descrição Detalhada e das Figuras aqui. É para ser entendido, contudo, que o escopo da invenção deve ser determinado pelas reivindicações conforme publicado e não por se qualquer dado assunto se dirige a todas ou quaisquer questões citadas nos Antecedentes ou inclui quaisquer recursos ou aspectos recitados neste Sumário.

DESENHOS

[0013] As modalidades não limitantes e não exaustivas da presente invenção, incluindo a modalidade preferida, são descritas com referência às figuras a seguir, em que números de referência iguais se referem a partes iguais por todas as várias vistas, a menos que especificado de outra forma.

[0014] A figura 1 descreve uma vista em perspectiva de uma modalidade da aeronave VTOL da presente tecnologia e uma maneira pela qual a aeronave VTOL pode ser configurada para um voo para frente.

[0015] A figura 2 descreve uma vista em perspectiva da aeronave VTOL descrita na figura 1, e descreve uma maneira pela qual a aeronave VTOL pode ser configurada para aterrissagem ou decolagem.

[0016] A figura 3 descreve uma vista em elevação dianteira da aeronave VTOL descrita na figura 1.

[0017] A figura 4 descreve uma vista em elevação dianteira da aeronave VTOL descrita na figura 2.

[0018] A figura 5 descreve uma vista em plano de topo da aeronave VTOL descrita na figura 1.

[0019] A figura 6 descreve uma vista em plano de topo da aeronave VTOL descrita na figura 2.

[0020] A figura 7 descreve uma vista em elevação lateral da aeronave VTOL descrita na figura 1.

[0021] A figura 8 descreve uma vista em elevação lateral da aeronave VTOL descrita na figura 2.

[0022] A figura 9 descreve uma vista em elevação posterior da aeronave VTOL descrita na figura 2 e ainda descreve uma modalidade que emprega palhetas abaixo da hélice de fuselagem para a provisão de um controle de guinada.

[0023] A figura 10 descreve uma vista em corte em perspectiva da aeronave VTOL descrita na figura 2 e ainda demonstra uma maneira pela qual os motores e suas janelas de admissão e exaustão podem ser posicionadas com respeito à fuselagem e hélices com janela da aeronave VTOL.

[0024] A figura 11 descreve uma vista em corte em plano de topo da aeronave VTOL descrita na figura 10.

[0025] A figura 12 descreve uma vista em corte em elevação lateral da aeronave VTOL descrita na figura 10.

[0026] A figura 13 descreve uma vista esquemática em perspectiva de uma modalidade da aeronave VTOL da presente tecnologia, e demonstra uma maneira pela qual os motores e os sistemas de transmissão podem ser acoplados às hélices de fluxo canalizado.

[0027] A figura 14 descreve uma vista isométrica de motores e um sistema de transmissão de potência configurados para uso com modalidades da aeronave VTOL da presente tecnologia.

[0028] A figura 15 descreve uma vista em perspectiva esquemática de uma modalidade da VTOL da presente tecnologia e uma configuração de um compartimento de passageiro.

[0029] A figura 16 descreve uma vista em perspectiva esquemática de uma outra modalidade da VTOL presente tecnologia e uma configuração alternativa de um compartimento de passageiro.

DESCRIÇÃO DETALHADA

[0030] As modalidades são descritas mais plenamente abaixo com referência às figuras associadas, as quais formam uma parte aqui e mostram, a título de ilustração, modalidades de exemplo específicas. Estas modalidades são descritas em detalhe suficiente para se permitir àqueles versados na técnica a prática da invenção. Contudo, as modalidades podem ser implementadas de muitas formas diferentes, e não devem ser construídas como sendo limitadas às modalidades estabelecidas aqui. A descrição detalhada a seguir, portanto, não é para ser tomada em um sentido limitante.

[0031] As modalidades da presente tecnologia, no que se referem à aeronave VTOL 10, são geralmente descritas nas figuras 1 a 16. Com referência em particular às figuras 1 a 9, 15 e 16, as modalidades da aeronave VTOL 10 incluem uma fuselagem 12 que tem uma porção de extremidade dianteira 14, uma porção de extremidade traseira 16 e uma porção central 18 que se estende entre a porção de extremidade dianteira 14 e a porção de extremidade traseira 16. Várias modalidades da fuselagem 12 são alongadas, definindo um eixo geométrico de rolamento longitudinal central X da aeronave VTOL 10. Em pelo menos algumas modalidades, a fuselagem 12 é provida com um comprimento de 41 pés (12,5 metros) e uma largura de cabine de 78 polegadas (23,77 metros). Em algumas modalidades, tal como descrito nas figuras 15 e 16, a porção de extremidade dianteira 14 da fuselagem 12 pode ser configurada com um compartimento de passageiro e controle de voo. Em várias modalidades, tal como descrito na figura 15, o compartimento de passageiro e controle de voo pode ser configurado para um total de cinco pessoas. Isto pode incluir uma equipe de voo de entre uma e duas pessoas e de três a quatro passageiros. Atrás do compartimento de passageiro e controle de voo, a aeronave VTOL 10 pode incluir um compartimento de armazenamento ou carga útil. Em outras configurações, a aeronave VTOL pode ser aumentada no tamanho para acomodar um número maior de informações e/ou carga útil maior. Por exemplo, a figura 16 descreve uma modalidade em que o compartimento de passageiro e controle de voo pode ser configurado para um total de seis pessoas. Isto pode incluir uma equipe de voo de entre uma e duas pessoas e de quatro a cinco passageiros.

[0032] Um par de asas e, em particular, uma primeira asa 20 e uma segunda asa 22 são presas em uma posição fixa com respeito à fuselagem 12. A primeira asa 20 e a segunda asa 22 são definidas, cada uma, por uma porção de borda de ataque 24, uma porção de borda de fuga 26, uma extremidade de raiz 28 e uma porção de extremidade de ponta oposta 30. As extremidades de raiz 28 da primeira asa 20 e da segunda asa 22 são respectivamente acopladas às porções centrais 18 da fuselagem 12, de modo que a primeira asa 20 e a segunda asa 22 se estendam lateralmente para fora da fuselagem 12. Em pelo menos algumas modalidades, a primeira asa 20 e a segunda asa 22 são de projeto de asa enflechada, provendo a aeronave VTOL com um vão de asa de 38 pés (11,58 metros) e uma área de asa de aproximadamente 240 pés quadrados (22,3 m2). Em certas modalidades, as asas proveem a aeronave VTOL 10 com uma velocidade de estol de menos de 80 nós (148,16 km/h).

[0033] Com referência às figuras 2 e 6, várias modalidades da aeronave VTOL 10 incluem um hélice de sustentação de fluxo canalizado de exaustão que se estende para baixo 32 que é disposta na fuselagem 12, entre um eixo geométrico de passo Z da aeronave VTOL 10 e a porção de extremidade traseira 16 da fuselagem 12. Conforme estes termos são usados aqui, uma “hélice de fluxo canalizado” é simplesmente um sistema que acelera o ar conforme ele passa através de um duto ou um capuz. O duto serve primariamente para induzir um fluxo em massa de ar adicional através das lâminas de hélice que ocorreria sem o duto. Isto aumenta o “empuxo”, que é a força de reação à aceleração do ar, se comparado com uma hélice não de fluxo canalizado ou propulsor. Com referência específica às figuras 2 e 6, o ar é acelerado através do duto horizontal 34 por uma hélice de lâmina múltipla 36. Na modalidade descrita, o duto horizontal 34 é definido como uma abertura que penetra na fuselagem 12, atrás do eixo geométrico de passo Z da aeronave VTOL 10 e para frente a partir da porção de extremidade traseira 16 da fuselagem 12. É contemplado que o duto horizontal 34 e a fuselagem 12 poderiam ser formados por uma construção unitária ou como estruturas separadas que seriam presas em uma posição fixa com respeito umas às outras.

[0034] Com referência às figuras 1, 2, 5, 6 e 9, um conjunto de coberturas de porta de “casco de molusco” articuladas ou venezianas 37 pode ser associado à abertura de saída de fundo do duto horizontal 34 e uma cobertura retrátil 38 pode ser associada à abertura de entrada de topo. As coberturas de porta de fundo 37 e a cobertura retrátil 38 serão providas, em várias modalidades, para seletivamente se moverem entre as posições abertas (descritas nas figuras 1 e 5) e posições fechadas (descritas nas figuras 2 e 6). Em particular, as coberturas de porta de fundo 37 e a cobertura retrátil 38 serão dispostas na posição aberta, em que a hélice de sustentação 36 é operada para a produção de um empuxo de sustentação através do duto horizontal 34. Em algumas modalidades, as coberturas de porta de fundo 37 e a cobertura retrátil 38 serão postas na posição fechada quando a aeronave VTOL for operada em um voo para frente, em que um empuxo de sustentação a partir da hélice 36 não é desejado ou necessário. É contemplado que as coberturas de porta de fundo 37 e a cobertura retrátil 38 podem ser providas em uma pluralidade de componentes que se retraem à frente ou atrás ou em direções laterais opostas. Uma cobertura retrátil em uma peça 38 também pode ser usada, que retrai à frente ou atrás em vários métodos conhecidos. Em ainda uma outra modalidade, é contemplado que as coberturas de porta de fundo 37 e a cobertura retrátil 38 podem ser providas como uma pluralidade de venezianas que rodam entre posições fechadas e substancialmente abertas. Em uma modalidade como essa, uma ou mais venezianas 39 são acopladas de forma pivotante diretamente abaixo da hélice de sustentação 36 e móveis entre posições abertas e fechadas e pontos discretos entre elas. Na posição fechada, as venezianas 39 formam uma parte das coberturas de porta de fundo 37 para fechamento da abertura de saída de fundo do duto horizontal 34. Isto reduz o tamanho dos painéis externos das coberturas de porta de fundo 37. As venezianas 39 são dispostas em uma posição aberta durante um voo pairando da aeronave VTOL 10. Um acoplamento eletrônico ou mecânico operativo das venezianas 39 e dos controles de voo, tais como pedais de leme ou similares, permitem uma disposição angular seletiva das venezianas, quando na posição aberta. Uma posição angular seletiva debaixo da abertura de saída de fundo do duto horizontal 34 pode ser usada para deflexão da saída de empuxo do duto horizontal 34 e prover uma aeronave VTOL 10 com um aspecto de controle de guinada.

[0035] Com referência às figuras 1 a 8, as modalidades da aeronave VTOL 10 incluem um par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado. Em particular, as modalidades descritas incluem uma primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e uma segunda hélice de sustentação / empuxo 42 que são respectivamente acopladas à primeira asa 20 e à segunda asa 22. Em várias modalidades, a primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e a segunda hélice de sustentação / empuxo 42 incluem um rotor de cinco lâminas de seis pés (1,83 m) de diâmetro 41. As modalidades dos rotores 41 são de classe nominal de 700 HP (522 kW). É contemplado que o tamanho do rotor 41 pode aumentar ou diminuir de acordo com as dimensões e as características de performance desejadas para a aeronave VTOL 10. Em algumas modalidades, o passo das lâminas nos rotores 41 pode ser variado sob demanda, de acordo com a performance de saída desejada. O empuxo de cada uma das hélices de sustentação / empuxo 40 e 42 é independentemente controlável em várias modalidades.

[0036] A primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e a segunda hélice de sustentação / empuxo 42 são posicionadas de forma simétrica uma em relação à outra em lados opostos de um eixo geométrico de rolamento X da aeronave VTOL 10 e para frente do eixo geométrico de passo Z. Desta maneira, a hélice de sustentação 32 e o par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado 40 e 42 são posicionadas umas com respeito às outras para serem trianguladas em torno de pelo menos um e, em algumas modalidades, todos dentre: um centro de sustentação para a primeira asa 20 e a segunda asa 22; um centro de sustentação para a hélice de sustentação 32 e as hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado 40 e 42; e um centro de gravidade para a aeronave VTOL 10. A primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e a segunda hélice de sustentação / empuxo 42 são acopladas à primeira asa 20 e à segunda asa 22, de modo que sejam seletivamente móveis de forma rotativa entre uma primeira posição em que elas proveem uma sustentação vertical (figura 2) e uma segunda posição em que elas proveem um empuxo horizontal (figura 1). Em algumas modalidades, a primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e a segunda hélice de sustentação / empuxo 42 são rodadas entre as primeira e segunda posições usando-se atuadores mecânicos, hidráulicos ou eletromecânicos capazes de induzirem um movimento, enquanto estão submetidas a forças significativas externas, bem como travando o conjunto em uma posição única, quando desejado.

[0037] Nas modalidades descritas, as porções de borda de ataque 44 de cada uma dentre a primeira asa 20 e a segunda asa 22 incluem um recesso de hélice curvilíneo 46. Cada uma dentre a primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e a segunda hélice de sustentação / empuxo 42 é disposta de forma rotativa em um recesso de hélice curvilíneo 46. Conforme descrito, as modalidades da presente tecnologia conformam o recesso de hélice curvilíneo 46 para se aproximar de um formato de uma porção de borda circunferencial da primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e da segunda hélice de sustentação / empuxo 42. Desta maneira, a primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e a segunda hélice de sustentação / empuxo 42 podem ser dispostas horizontalmente para alojamento nos recessos de hélice curvilíneos 46. Os recessos curvilíneos 46 permitem que a primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e a segunda hélice de sustentação / empuxo 42 sejam localizadas atrás, proximamente adjacentes ao eixo geométrico de passo Z da aeronave VTOL 10. As porções de borda de ataque 44 incluem pares opostos de rebordos de montagem 48 que se projetam para frente para se encaixarem de forma pivotante na primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e na segunda hélice de sustentação / empuxo 42 e se aproximam de pontos de pivô axial na primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e/ou na segunda hélice de sustentação / empuxo 42. Em algumas modalidades, a primeira asa 20 e a segunda asa 22 são providas com um enflechamento para trás. Isto permite que a primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e a segunda hélice de sustentação / empuxo 42 sejam posicionadas intermediárias a uma extremidade de raiz 28 e uma porção de extremidade de ponta oposta 30 da primeira asa 20 e da segunda asa 22. Conforme a posição da primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e da segunda hélice de sustentação / empuxo 42 se move para dentro a partir das porções de extremidade de ponta 30 da primeira asa 20 e da segunda asa 22, um suporte estruturalmente menos robusto é requerido por toda a primeira asa 20 e a segunda asa 22, o que reduz um peso geral da aeronave VTOL 10.

[0038] Com referência às figuras 10 a 14, a aeronave VTOL 10 inclui uma instalação de potência e um sistema de transmissão de potência que supre potência para a hélice de sustentação 32, a primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e a segunda hélice de sustentação / empuxo 42. É contemplado que um motor único poderia ser usado para suprimento de potência para a aeronave VTOL 10. Contudo, as modalidades descritas incluem um primeiro motor 50 e um segundo motor 52 que são posicionados montados um no outro na fuselagem 12 entre a primeira asa 20 e a segunda asa 22. Em uma modalidade em particular, o primeiro motor 50 e os segundo motor 52 são, cada um, pelo menos comparáveis com um motor tendo uma potência de nível do mar de classe nominal de mais de 2000 shp (1491,4 kW de eixo). Conforme descrito nas figuras 10 e 11, um par de dutos de entrada de ar de estilo NACA opostos 54 penetra na fuselagem, à frente do primeiro motor 50 e do segundo motor 52. Um par de janelas de exaustão 56 passa a partir do primeiro motor 50 e do segundo motor 52 e penetra nos lados opostos da porção central 18 da fuselagem 12.

[0039] Com referência adicional à figura 14, um sistema de transmissão de potência de exemplo para uso com a aeronave VTOL 10 inclui uma caixa de transmissão 58 que recebe a saída de potência do primeiro motor 50 e do segundo motor 52. Na modalidade descrita, um primeiro eixo de saída 60 e um segundo eixo de saída 62 se estendem transversalmente a partir da caixa de transmissão 58 e se encaixam em uma primeira engrenagem de redução 64 e uma segunda engrenagem de redução 66 associadas à primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e à segunda hélice de sustentação / empuxo 42, respectivamente. Um terceiro eixo de saída 68 se estende para trás da caixa de transmissão 58 e se encaixa em uma terceira engrenagem de redução 69 associada à hélice de sustentação 32. Em várias modalidades, é contemplado que os eixos de saída descritos aqui podem ser providos como eixos duplos coaxiais, os quais proveem redundância para o sistema de transmissão de potência.

[0040] A aeronave VTOL 10 inclui sistemas de controle de voo para operação da aeronave VTOL 10 através de várias condições de voo. Os aspectos das operações de voo serão monitorados, e, em certos casos, diretamente controlados por um computador de controle de voo. Um processador associado ao computador de controle de voo receberá dados introduzidos a partir de um ou mais sistemas associados. Por exemplo, as modalidades dos sistemas de controle de voo incluem uma pluralidade de entradas de piloto, as quais transmitem dados para o computador de controle de voo. Estas entradas de piloto incluem, mas não estão limitadas a comandos de passo e rolamento a partir de um manche de controle de voo, guinada a partir de pedais de leme, comandos de centragem e comandos de potência a partir de controles de estrangulamento de motor. Em várias modalidades, os sistemas de controle de voo são operativamente acoplados a superfícies de controle de aeronave que incluem elevadores, ailerons e um leme. Em várias modalidades, os sistemas de controle de voo são operativamente acoplados às hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado, e a hélice de sustentação de uma maneira permite um controle seletivo por funções de superfícies de controle de aeronave, as hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado 40 e 42 e a hélice de sustentação 36. Em algumas dessas modalidades, os sistemas de controle de voo permitem um controle seletivo de passo de lâmina de hélice, potência ou velocidades de rotação das hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado 40 e 42 e da hélice de sustentação 36. As modalidades da aeronave VTOL 10 ainda incluem um sensor de movimento / acelerômetro para medição de aceleração de aeronave nos eixos X, Y e Z. Um giroscópio de taxa pode ser provido para o recebimento e a retransmissão de dados relacionados aos ângulos de rotação de passo, guinada e rolamento. Um ou mais sensores detectam os estados retraídos ou empregados do trem de pouso 70. Vários sistemas periféricos proveem dados ambientais para o computador de controle de voo incluindo um altímetro, um sistema de sensor de dados de ar, uma sonda estática de tubo de Pitot e uma sonda de temperatura total. Os dados a partir desses sistemas periféricos são processados no computador de controle de voo, o qual pode armazenar esses dados em um ou mais sistemas de armazenamento de memória associados. Um ou mais visores ou visores multifuncionais retransmitem o estado de controle de voo para a equipe de voo.

[0041] As modalidades da aeronave VTOL 10 incluem um sistema de paraquedas de emergência para uso, quando a aeronave VTOL 10 encontrar uma falha de propulsão significativa e tiver uma velocidade de ar insuficiente para a execução de uma aterrissagem de emergência de planeio. Algumas dessas modalidades incluem um ou mais paraquedas que primariamente seriam usados enquanto a aeronave VTOL 10 estivesse no modo de pairar ou viajando a velocidades baixas. As modalidades do sistema de paraquedas de emergência prendem o paraquedas em um compartimento na fuselagem 12, adjacente a sua porção de extremidade traseira 16. Cabos de paraquedas de suporte são acoplados ao quadro da aeronave. Em algumas modalidades, o paraquedas de emergência é empregado pelo piloto através de uma entrada de piloto ou é automaticamente empregado por um computador de controle de voo, se um motor perder potência ou a aeronave VTOL 10 se tornar instável no modo de pairar. Em algumas modalidades, o sistema de paraquedas de emergência emprega os foguetes que disparam em um ângulo a partir da fuselagem 12 e puxam as extremidades do paraquedas em direções opostas, desse modo se empregando o velame. Se a aeronave VTOL 10 estiver viajando em um voo para frente, o computador de controle de voo poderá ser programado para receber dados a partir de um ou mais sensores de ar, de modo a determinar se existe uma necessidade de atrasar o emprego do paraquedas, quando a velocidade for grande demais.

[0042] Os sistemas de controle de voo da aeronave VTOL 10, conforme descrito acima, simplificam as operações de decolagem e aterrissagem verticais, bem como as transições entre os modos de pairar e o voar para frente. Por exemplo, um operador inicia uma decolagem vertical pelo posicionamento das hélices de sustentação / empuxo na primeira posição de decolagem, de modo que o empuxo das mesmas se dirija para o solo, conforme mostrado na figura 2. O operador engata uma entrada de piloto para iniciar um modo de partida. Os dados recebidos no computador de controle de voo atuam as coberturas de porta de fundo 37 e a cobertura retrátil 38 para se moverem para as posições abertas. As sequências de partida então são iniciadas para a hélice de sustentação 32, a primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e a segunda hélice de sustentação / empuxo 42. O sistema de controle de voo permite que as hélices atinjam um estado sem carga. Quando o empuxo da hélice de sustentação 32, da primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e da segunda hélice de sustentação / empuxo 42 atinge valores determinados ou mais, o operador engata um modo de pairar a partir de uma entrada de piloto associada ao sistema de controle de voo. O empuxo da hélice de sustentação 32, da primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e da segunda hélice de sustentação / empuxo 42 é aumentado, até que a aeronave VTOL 10 decole.

[0043] Com a aeronave VTOL 10 pairando de uma maneira estável, o operador seleciona um modo de cruzeiro a partir de uma entrada de piloto associada ao computador de controle de voo. Um sinal é enviado a partir do computador de controle de voo para gradualmente inclinar a primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e/ou a segunda hélice de sustentação / empuxo 42 a partir da primeira posição para uma segunda posição, de modo a produzir uma força de movimento para frente. Conforme a aeronave VTOL 10 acelera para um voo para frente, a força de sustentação é gerada nas asas e a aeronave VTOL 10 segue em cruzeiro com o empuxo da primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e da segunda hélice de sustentação / empuxo 42 dirigido para trás. O operador então pode executar uma operação manual por meio do manche de controle e dos pedais de direção. Concorrentemente, ou na alternativa, as operações de voo podem ser deixadas para uma operação automática executada com base nos dados recebidos dos sensores periféricos e sistemas associados ao computador de controle de voo.

[0044] A aeronave VTOL 10 da presente tecnologia provê uma aeronave de decolagem e aterrissagem verticais que pode seguir em cruzeiro com alta velocidade e não precisa de uma pista para decolagem ou aterrissagem no solo verticalmente. Em pelo menos algumas modalidades, a aeronave VTOL 10 tem um peso total (vazio) de menos de 5.000 libras (2,268 toneladas). Várias modalidades asseguram uma aeronave VTOL com um peso de decolagem de VTOL máximo de mais de 6.000 libras (2,722 toneladas). Essas modalidades de aeronave VTOL 10, em menos de 90 segundos da decolagem vertical, obtêm uma altitude de aproximadamente 2.000 pés (609,2 metros), 3 milhas náuticas (5556 metros) na descida, em uma velocidade de cruzeiro de 240 nós (444,48 km/h) verdadeiros em um ângulo de subida de 10 graus. Quando desejado, a aeronave VTOL 10 também pode executar decolagens e aterrissagens curtas (STOL) ou convencionais. As modalidades da presente tecnologia permitem decolagens e aterrissagens de menos de 700 pés (213,36 metros) em uma pista com uma primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e uma segunda hélice de sustentação / empuxo 42 na primeira posição (voo para frente), com um peso de decolagem de STOL máximo de mais de 7.000 libras (3,175 toneladas). A distância para a decolagem pode ser encurtada para aproximadamente 300 pés (91,44 metros), em que a primeira hélice de sustentação / empuxo 40 e a segunda hélice de sustentação / empuxo 42 são rodadas até 40 graus entre a primeira posição e a segunda posição. Nessas modalidades, a aeronave VTOL proverá um alcance de VFR de NBAA de 1.200 milhas náuticas (2222,4 km) e um alcance de IFR de NBAA de 1.110 milhas náuticas (2037,2 km) (calculadas a uma velocidade de cruzeiro de 240 nós (444,48 km/h) a uma altitude de 29.000 pés (8839,2 metros)).

[0045] Embora a tecnologia tenha sido descrita em uma linguagem que é específica para certas estruturas, materiais e etapas metodológicas, é para ser entendido que a invenção definida nas reivindicações em apenso não está necessariamente limitada às estruturas específicas, materiais e/ou etapas descritas. Ao invés disso, os aspectos específicos e as etapas são descritos como formas de implementação da invenção reivindicada. Uma vez que muitas modalidades da invenção podem ser praticadas sem se desviar do espírito e do escopo da invenção, a invenção reside nas reivindicações aqui adiante em apenso. A menos que indicado de outra forma, todos os números ou expressões, tais como aqueles exprimindo dimensões, características físicas, etc., usados no relatório descritivo (outro além de nas reivindicações) são entendidos como modificados em todas as instâncias pelo termo “aproximadamente”. No mínimo, e não como uma tentativa de limitar a aplicação da doutrina de equivalentes às reivindicações, cada parâmetro numérico recitado no relatório descritivo ou nas reivindicações, que seja modificado pelo termo “aproximadamente” deve ser pelo menos construído à luz do número de dígitos significativos recitados e pela aplicação de técnicas de arredondamento costumeiras. Mais ainda, todas as faixas expostas aqui devem ser entendidas como envolvendo e provendo suporte para as reivindicações que recitam todas e quaisquer subfaixas ou todos e quaisquer valores individuais subordinados ali. Por exemplo, uma faixa declarada de 1 a 10 deve ser considerada como incluindo e provendo suporte para reivindicações que recitam toda(o)s e quaisquer subfaixas ou valores individuais que estejam entre e/ou incluam o valor mínimo de 1 e o valor máximo de 10; isto é, todas as subfaixas começando com um valor mínimo de 1 ou mais e terminando com um valor máximo de 10 ou menos (por exemplo, 5,5 a 10, 2,34 a 3,56, e assim por diante) ou quaisquer valores de 1 a 10 (por exemplo, 3, 5,8, 9,994 e assim por diante).

Claims

1. Aeronave (10) capaz de decolagem e aterrissagem verticais, a aeronave caracterizada pelo fato de compreender: uma fuselagem (12) que tem uma porção de extremidade dianteira (14), uma porção de extremidade traseira (16), e uma porção central (18) que se estende entre a porção de extremidade dianteira (14) e a porção de extremidade traseira (16); a fuselagem (12) definindo um eixo geométrico longitudinal central da aeronave (10); um par de asas (20, 22), cada uma tendo: uma porção de borda de ataque (24); uma porção de borda de fuga (26); uma extremidade de raiz (28) respectivamente acoplada à porção central (18) da fuselagem (12); e uma porção de extremidade de ponta oposta (30) se estendendo lateralmente para fora da fuselagem (12); as porções de borda de ataque (44) de cada uma das asas (20, 22) incluem um recesso de hélice curvilíneo (46); um par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) respectivamente acoplado a uma do par de asas (20, 22), de modo que as hélices (40, 42) estejam posicionadas de forma simétrica uma em relação à outra, em lados opostos de um eixo geométrico de rolamento da aeronave e para frente de um eixo geométrico de passo da aeronave; o par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) sendo seletivamente móvel de modo rotativo, entre uma primeira posição em que elas proveem uma sustentação vertical e uma segunda posição em que elas proveem um empuxo horizontal; cada um do par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42), respectivamente, disposto de forma rotativa no recesso de hélice curvilíneo (46), em que os recessos de hélice curvilíneos (46) são conformados para se aproximarem de um formato de uma porção de borda circunferencial das hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) e deixar o par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) descoberto quando o par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) estiver na primeira posição; as hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) sendo livres de superfícies de sustentação para trás dos dutos associados com as hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) de modo que as porções de recessos de hélices curvilíneos (46) permaneçam abertas na primeira posição e na segunda posição; e uma hélice de sustentação de fluxo canalizado de exaustão para baixo (32) disposta na fuselagem (12), entre o eixo geométrico de passo e a porção de extremidade traseira (16) da fuselagem (12), em que a porção traseira (16) da fuselagem (12) se estende para trás da hélice de sustentação de fluxo canalizado (32) e sustenta uma ou mais estruturas de cauda de estabilizador.

2. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de as porções de borda de ataque (44) de cada uma das asas (20, 22) serem enflechadas para trás para alinhamento de uma sustentação a partir do par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) e da hélice de sustentação de fluxo canalizado (32) com uma sustentação das asas (20, 22).

3. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de a hélice de sustentação de fluxo canalizado (32) e o par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) serem posicionados com respeito uns aos outros para serem triangulados em torno de um centro de gravidade para a aeronave.

4. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de a hélice de sustentação de fluxo canalizado (32) e o par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) serem posicionados com respeito uns aos outros para serem triangulados em torno de um centro de sustentação para o par de asas (20, 22).

5. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de a hélice de sustentação de fluxo canalizado (32) e o par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) serem posicionados com respeito uns aos outros para serem triangulados em torno de um centro de sustentação para a hélice de sustentação de fluxo canalizado (32) e o par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42).

6. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de a hélice de sustentação de fluxo canalizado (32) e o par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) serem posicionados com respeito uns aos outros para serem triangulados em torno de: um centro de gravidade para a aeronave; um centro de sustentação para a aeronave; e um centro de sustentação para a hélice de sustentação de fluxo canalizado (32) e o par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42).

7. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de o empuxo de cada um do par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) ser independentemente controlável.

8. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de ainda compreender pelo menos uma cobertura (37, 38) que é seletivamente móvel entre as posições aberta e fechada com respeito à hélice de sustentação de fluxo canalizado (32).

9. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 8, caracterizada pelo fato de pelo menos uma cobertura (37, 38) incluir pelo menos uma veneziana (37) que é posicionada abaixo da hélice de sustentação de fluxo canalizado (32) e em linha com uma saída de empuxo da hélice de sustentação de fluxo canalizado (32); a pelo menos uma veneziana (37) sendo seletivamente móvel de forma pivotante ao longo de diversos graus entre as posições aberta e fechada com respeito à hélice de sustentação de fluxo canalizado (32), de modo que a saída de empuxo seja seletivamente dirigida de forma angular para a provisão de um controle de guinada para a aeronave.

10. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 9, caracterizada pelo fato de pelo menos uma veneziana (37) combinar com pelo menos uma porta de fundo exterior seletivamente móvel para definir uma cobertura de porta de fundo para a hélice de sustentação de fluxo canalizado (32).

11. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de ainda compreender uma instalação de potência disposta na fuselagem (12), a instalação de potência sendo operativamente acoplada com o par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) e a hélice de sustentação (32).

12. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de a instalação de potência ser compreendida por uma pluralidade de motores (50, 52) que são operativamente acoplados com um único sistema de transmissão de potência, que é acoplado ao par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) e à hélice de sustentação (32).

13. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de um primeiro eixo de saída (60) e um segundo eixo de saída (62) se estenderem transversalmente, em direções opostas, a partir de uma caixa de transmissão (58), a qual é operativamente acoplada à pluralidade de motores (50, 52), e serem acoplados com caixas de transmissão (58) de redução associadas ao par de hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42); um terceiro eixo de saída (68) que se estende para trás a partir da caixa de transmissão (58) e é acoplado com uma caixa de transmissão de redução associada à hélice de sustentação (32) traseira contida na fuselagem (12).

14. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de o controle de passo da aeronave ser efetuado pela variação da potência distribuída para as hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) e a hélice de sustentação (32) por um passo aumentado de lâmina de hélice ou uma velocidade de rotação de hélice aumentada.

15. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de o controle de rolamento da aeronave ser efetuado pela variação da potência distribuída para as hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) por um passo aumentado de lâmina de hélice ou uma velocidade de rotação de hélice aumentada.

16. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de ainda compreender: sistemas de controle de voo operativamente acoplados com superfícies de controle de aeronave, as hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) e a hélice de sustentação (32), de uma maneira que permita um controle seletivo por funções das superfícies de controle de aeronave, das hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) e da hélice de sustentação (32).

17. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 16, caracterizada pelo fato de as superfícies de controle de aeronave incluírem elevadores, ailerons e um leme.

18. Aeronave (10), de acordo com a reivindicação 16, caracterizada pelo fato de os sistemas de controle de voo permitirem um controle seletivo de passo de lâmina de hélice, potência ou velocidades de rotação das hélices de sustentação / empuxo de fluxo canalizado (40, 42) e da hélice de sustentação (32).