BR112017016524B1 - aeronave acionada por hélice - Google Patents

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Abstract

naves acionadas por hélice (por exemplo, aeronave) são dotadas de pelo menos um sistema propulsor tendo pelo menos um motor e pelo menos uma hélice de tração aérea que gera um fluxo de ar propagado pela hélice quando acionada pelo motor. pelo menos um aerofólio é disposto no fluxo de ar propagado pela hélice de pelo menos uma hélice de tração aérea. o aerofólio é contornado e orientado em relação a um ângulo de rotação de turbilhonamento (¿) do fluxo de ar propagado pela hélice para induzir um componente de força dianteira na nave em resposta ao fluxo de ar propagado pela hélice sobre o pelo menos um aerofólio, melhorando assim o desempenho da nave e/ou reduzindo o consumo de combustível.

Description

AERONAVE ACIONADA POR HÉLICE
CAMPO [0001] A presente invenção refere-se a uma aeronave acionada por hélice compreendendo um ou mais sistemas propulsores com hélices de tração.
ANTECEDENTES [0002] Em relação à trajetória do movimento, componentes de vento de fluxo cruzado podem ser usados para gerar impulso dianteiro em um aerofólio. Esse é o princípio usado em veleiros, que são empurrados contra o vento, quando um certo ângulo mínimo é formado entre a direção do vento e a trajetória do veleiro.
[0003] Na década de 1970, o cientista da NASA, Richard Whitcomb, desenvolveu o conceito de winglets (aletas), que agora são amplamente empregadas em projetos de aeronaves. Elas se baseiam no mesmo princípio dos veleiros. Em relação à asa da aeronave, as winglets são aerofólios menores que são colocados nas pontas das asas em posição quase vertical. As winglets aproveitam o fluxo cruzado originado nas pontas das asas para gerar forças de impulso dianteiro.
[0004] Por outro lado, as hélices de disco único geram um componente de turbilhonamento significativo no fluxo a jusante, o ângulo de rotação resultante, ω, sendo uma função do coeficiente de impulso da hélice. Com uma ordem de grandeza aproximada, ω varia entre 20 graus à potência de decolagem até cerca de 5 graus em condições de cruzeiro.
[0005] A energia associada ao turbilhonamento do fluxo a jusante da hélice representa uma perda de eficiência propulsora. Ela pode ser parcialmente recuperada
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2/12 por estatores ou palhetas instaladas atrás da hélice, como é o caso das ventoinhas contidas em nacelas de motores a j ato.
[0006] Outra maneira de recuperar a energia de turbilhonamento da hélice é através de uma integração adequada do sistema propulsor na fuselagem do veiculo, conforme descrito a seguir com referência às modalidades da invenção.
SUMÁRIO [0007] Em geral, as modalidades aqui descritas são direcionadas para a recuperação da energia do fluxo de ar propagado pela hélice (turbilhonamento) pela integração do sistema propulsor na fuselagem do veiculo. Mais especificamente, as modalidades aqui descritas são direcionadas para aeronaves acionadas por hélice que são dotadas com pelo menos um sistema propulsor que tem pelo menos um motor e pelo menos uma hélice de tração aérea que gera um fluxo de ar propagado pela hélice quando acionada pelo motor. Pelo menos um aerofólio é disposto no fluxo de ar propagado pela hélice de pelo menos uma hélice de tração aérea. O aerofólio é contornado e orientado em relação a um ângulo de rotação do turbilhonamento (ω) do fluxo de ar propagado pela hélice, de modo a induzir um componente de força dianteira na nave em resposta ao fluxo de ar propagado pela hélice sobre o pelo menos um aerofólio.
[0008] A nave pode compreender pelo menos duas hélices que são contrarrotativas uma em relação à outra. Alternativamente, a nave pode compreender pelo menos duas hélices que são corrotativas uma em relação à outra.
[0009] De acordo com certas modalidades, a nave
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3/12 será uma aeronave com sistemas propulsores da hélice de tração a bombordo e a estibordo. 0 aerofólio de tais aeronaves pode, portanto, ser incorporado em aerofólios da cauda horizontal a bombordo e a estibordo, sendo os aerofólios da cauda horizontal bombordo e a estibordo orientados em relação aos ângulos de rotação de turbilhonamento (ω) dos fluxos de ar propagado pela hélice bombordo e a estibordo dos sistemas propulsores de tração bombordo e a estibordo para induzir componentes de força dianteira na aeronave em resposta aos fluxos de ar propagado pela hélice bombordo e a estibordo sobre os aerofólios da cauda horizontal bombordo e a estibordo, respectivamente.
[0010] Os sistemas propulsores da hélice de tração bombordo e a estibordo podem estar afixados aos aerofólios da cauda horizontal bombordo e a estibordo próximos a uma respectiva extremidade do mesmo.
[0011] De acordo com algumas modalidades, a aeronave compreenderá sistemas propulsores da hélice de tração bombordo e a estibordo, aerofólios da cauda horizontal bombordo e a estibordo e aerofólios da cauda vertical bombordo e a estibordo. Cada um dos aerofólios da cauda horizontal bombordo e a estibordo e cada um dos aerofólios da cauda vertical bombordo e a estibordo podem, portanto, ser orientados em relação aos ângulos de rotação do turbilhonamento bombordo e a estibordo(ω) dos fluxos de ar de propagação pela hélice bombordo e a estibordo para induzir os respectivos componentes de força dianteira na aeronave em resposta aos fluxos de ar de propagação pela hélice bombordo e a estibordo sobre os aerofólios da cauda horizontal e verticais bombordo e a estibordo. Em tais modalidades, os
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4/12 sistemas propulsores da hélice de tração bombordo e a estibordo estão afixados, respectivamente, aos aerofólios da cauda horizontal bombordo e a estibordo, próximos das extremidades do mesmo.
[0012] Estes e outros aspectos e vantagens da presente invenção tornar-se-ão mais claros depois de ter sido cuidadosamente considerada a seguinte descrição detalhada das modalidades exemplificadoras preferidas da mesma.
BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS EM ANEXO [0013] As modalidades descritas da presente invenção serão mais bem compreendidas e de modo mais completo a título de referência à descrição detalhada a seguir das modalidades ilustrativas não limitadas aos exemplos em combinação com os desenhos, dentre os quais:
[0014] a Figura 1 é uma vista em perspectiva de uma aeronave com um sistema propulsor acionado por hélice integrado de acordo com uma modalidade da invenção;
[0015] a Figura 2 é uma vista superior da aeronave representada na Figura 1;
[0016] a Figura 3 é uma vista superior ampliada da região da fuselagem da parte de trás da aeronave representada na Figura 1 que mostra os sistemas propulsores acionados por hélice de bimotor montados nas respectivas extremidades de cada um dos estabilizadores horizontais bombordo e a estibordo;
[0017] a Figura 4 é uma vista lateral ampliada do conjunto a estibordo dos aerofólios da cauda e do sistema propulsor acionado por hélice da aeronave, de acordo com as linhas 4-4 da Figura 3;
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5/12 [0018] a Figura 5 é uma outra vista superior ampliada do conjunto a estibordo dos aerofólios da cauda e do sistema propulsor acionado por hélice, conforme representado na Figura 3 mostrando esquematicamente os componentes da força aerodinâmica desenvolvidos no aerofólio da cauda vertical a estibordo devido ao fluxo de ar propagado pela hélice; e [0019] a Figura 6 é uma vista lateral ampliada adicional do conjunto a estibordo dos aerofólios da cauda e do sistema propulsor acionado por hélice da aeronave representada na Figura 4 que mostra esquematicamente os componentes da força aerodinâmica desenvolvidos no aerofólio da cauda horizontal a estibordo devido ao fluxo de ar propagado pela hélice.
DESCRIÇÃO DETALHADA [0020]
A presente invenção se refere a uma aeronave acionada por hélice compreendendo um ou mais sistemas propulsores com hélices de tração.
Mais especificamente, a invenção aqui descrita é basicamente incorporada na integração aerodinâmica dos sistemas propulsores com a fuselagem, objetivando recuperar parte da energia dos turbilhonamentos das hélices, melhorando assim a eficiência energética do veículo.
[0021] A modalidade aqui descrita, embora relevante, é também exemplificadora. Portanto, a invenção não está limitada à modalidade especificamente descrita. A modalidade aqui descrita é uma configuração de uma aeronave de hélice de bimotor, cujos sistemas propulsores são instalados nas terminações dos aerofólios da cauda horizontal.
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6/12 [0022] A Figura 1 mostra uma vista em perspectiva, e a Figura 2 mostra a vista superior de uma configuração de aeronave exemplificadora que incorpora a invenção. A direção do voo é indicada pela seta (11).
[0023] A configuração da aeronave descrita apresenta uma fuselagem alongada (20) e é dotada de aerofólios, incluindo aerofólios de asa bombordo e a estibordo (21) e (22), aerofólios de cauda horizontal bombordo e a estibordo (71) e (72), aerofólios de cauda vertical bombordo e a estibordo (51) e (52).
[0024] A fuselagem (20) define um eixo geométrico central (2) da aeronave, aqui referido como o eixo geométrico do corpo x.
[0025] Os alojamentos (33) e (34) do motor bombordo e a estibordo estão instalados respectivamente nas terminações dos aerofólios da cauda horizontal (71) e (72), com hélices de tração na frente desses aerofólios. As hélices bombordo e a estibordo devem ter direções de rotação opostas.
[0026] Os aerofólios da cauda vertical (51) e (52) estão instalados atrás das hélices na modalidade descrita, mas dentro do escopo da invenção proposta, outras modalidades podem ter uma configuração de cauda diferente.
[0027] A Figura 3 mostra uma vista superior da parte de trás da configuração da aeronave, e a Figura 4 mostra uma vista lateral do conjunto à direita (estibordo) dos aerofólios da cauda e do sistema propulsor. Conforme mostrado nestas Figuras, grandes partes dos aerofólios da cauda horizontal e verticais são imersos no fluxo de ar propagado (fluxo a jusante da hélice) de sua respectiva hélice.
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7/12 [0028] As setas curvas (47) e (48), nas Figuras 3 e 4, indicam o sentido de rotação do fluxo de ar propagado. Ou seja: no sentido anti-horário atrás da hélice a estibordo e no sentido horário atrás da hélice a bombordo.
[0029] A Figura 5 mostra uma vista superior ampliada do sistema propulsor do lado direito (estibordo) (33) instalado na terminação do aerofólio da cauda horizontal (71). Esta Figura pretende ilustrar o componente de força de impulso originado no aerofólio da cauda vertical (51) devido ao fluxo de ar propagado (45).
[0030] O eixo geométrico da hélice (35) na vista superior é inclinado para fora em relação ao eixo geométrico do corpo x da aeronave (12). Este ângulo de inclinação (37) é o ângulo de divergência θο do disco da hélice (31).
[0031] O ângulo de divergência θο geralmente é configurado para alinhar o disco da hélice (31) com o fluxo de ar de entrada, que foi alterado a montante pela fuselagem. Na vista superior, θο é tipicamente inferior a 5 graus. O ângulo de divergência θο depende da geometria da fuselagem. Algumas modalidades, no entanto, podem não ter um ângulo de divergência θο.
[0032] A direção de rotação da hélice é tal que o seu ângulo de rotação do turbilhonamento (43) provoca uma incidência de fluxo interno aumentada para o aerofólio da vertical (51) , aumentando assim o seu componente de força aerodinâmica interno (53).
[0033] A magnitude do ângulo de rotação do turbilhonamento ω, do fluxo de ar propagado (45) depende do coeficiente de impulso. Além disso, ω varia ao longo da extensão da pá da hélice.
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8/12 [0034] Assim, os ângulos locais de incidência aerodinâmica no aerofólio da cauda vertical são formados pela combinação do seu ângulo de incidência geométrica, em relação ao eixo geométrico do corpo x (12), além do ângulo de rotação do turbilhonamento (43), além do ângulo de divergência da hélice (37) . Além disso, a interferência aerodinâmica do aerofólio da cauda horizontal pode mudar significativamente os ângulos locais de incidência aerodinâmica na cauda vertical.
[0035] Para uma determinada condição de voo, os
ângulos locais de incidência aerodinâmica são variáveis ao
longo da extensão da cauda vertical.
[0036] Além do efeito de turbilhonamento, o
fluxo a jusante (45) por trás do disco da hélice (31) tem uma pressão dinâmica aumentada, sendo função do coeficiente de impulso. Normalmente, a pressão dinâmica do fluxo a jusante pode ser 20% maior no impulso de subida e cerca de 8% maior no impulso de cruzeiro.
[0037] Portanto, dentro do fluxo de ar propagado (45), o aerofólio da cauda vertical (51) gera uma força aerodinâmica (53) que é perpendicular à direção de fluxo de ar local (41) . Essa força é decomposta em um componente transversal (55), que é normal ao eixo geométrico do corpo x da aeronave (12), e um componente dianteiro longitudinal (57), paralelo ao eixo geométrico do corpo x da aeronave (12).
[0038] Além do componente de força (53) perpendicular ao fluxo de ar local (41), existe um componente de força (59) paralelo ao fluxo de ar local (41) , que é o arraste gerado pelo fluxo de ar propagado (45) no aerofólio
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9/12 da cauda vertical (51).
[0039] O aerofólio da cauda vertical (51) é propositalmente contornado para maximizar o resultado da adição vetorial dos componentes de força (57) e (59), resultando, portanto, na força de impulso dianteira mais favorável. Como esses componentes de força são variáveis ao longo do envelope de voo da aeronave, diversas condições de voo devem ser consideradas.
[0040] Normalmente, as partes de aerofólio das caudas verticais são simétricas e não têm ângulo de torção (isto é: variação do ângulo de incidência geométrica da raiz à ponta). No entanto, de acordo com a afirmação do parágrafo anterior, na modalidade exemplificadora, as partes de aerofólio são encurvadas para dentro e pode surgir um ângulo de torção.
[0041] A discussão acima explica as forças geradas no aerofólio da cauda vertical localizado no lado direito (estibordo) da aeronave. Uma explicação análoga é aplicável ao aerofólio da cauda vertical no lado esquerdo (bombordo) , uma vez que é uma imagem espelhada do lado direito.
[0042] A mesma lógica utilizada para o projeto da cauda vertical também pode ser aplicada à cauda horizontal. A Figura 6 mostra uma visão lateral ampliada do sistema propulsor à direita (estibordo) instalado na ponta da cauda horizontal (71). Ele ilustra os componentes da força de impulso na cauda horizontal (71) que aparecem devido ao fluxo de ar propagado (45) .
[0043] O eixo geométrico da hélice (35) na vista lateral é inclinado para cima em relação ao eixo geométrico
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10/12 do corpo x da aeronave (12). Esse ângulo de inclinação (39) é o ângulo de elevação (Ou) da hélice.
[0044] O ângulo de elevação da hélice, Ou, geralmente é configurado para alinhar o disco da hélice (31) ao fluxo de ar de entrada, que é principalmente afetado pela corrente de ar descendente da asa (21).
[0045] Na vista lateral, o ângulo de elevação da hélice Ou é tipicamente inferior a 5 graus. O ângulo de elevação da hélice Ou depende da geometria da fuselagem e da posição do disco da hélice. Algumas modalidades podem não ter um ângulo de elevação Ou da hélice.
[0046] A direção de rotação da hélice é de tal modo que o seu ângulo de rotação do turbilhonamento (43) provoque uma incidência de fluxo descendente aumentada na cauda horizontal (71), aumentando, assim, a sua força aerodinâmica descendente (73).
[0047] Como já mencionado anteriormente, o ângulo de rotação do turbilhonamento (43) do fluxo de ar propagado (45) depende do coeficiente de impulso. Além disso, o ângulo de rotação do turbilhonamento (43) varia ao longo da extensão da pá da hélice.
[0048] Assim, os ângulos locais de incidência aerodinâmica no aerofólio da cauda horizontal são formados pela combinação do seu ângulo de incidência geométrica, em relação ao eixo geométrico do corpo x (12), além do ângulo de rotação do turbilhonamento (43), além do ângulo de elevação da hélice (39). Além disso, a interferência aerodinâmica do aerofólio da cauda vertical pode mudar significativamente os ângulos locais de incidência aerodinâmica na cauda horizontal.
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11/12 [0049] Para uma determinada condição de voo, os ângulos locais de incidência aerodinâmica são variáveis ao longo da extensão da cauda horizontal.
[0050] Conforme mencionado acima, além do efeito de turbilhonamento, o fluxo a jusante por trás da hélice tem uma pressão dinâmica aumentada, sendo uma função do coeficiente de impulso. Portanto, dentro do fluxo de ar propagado (45), o aerofólio da cauda horizontal (71) gera uma força aerodinâmica (73) perpendicular à direção de fluxo aerodinâmico local (41) . Essa força é decomposta em seu componente transversal (75), que é normal ao eixo geométrico do corpo x da aeronave (12), e um componente dianteiro longitudinal (77), paralelo ao eixo geométrico do corpo x da aeronave (12).
[0051] Além do componente de força (73) perpendicular ao fluxo de ar local (41), existe um componente de força (79) paralelo ao fluxo de ar local (41) , que é o arraste gerado pelo fluxo de ar propagado (45) no aerofólio da cauda horizontal (71).
[0052] O aerofólio da cauda horizontal (71) é propositadamente contornado para maximizar o resultado da adição vetorial dos componentes de força (77) e (79), resultando, portanto, na força de impulso dianteira mais favorável. Como esses componentes de força são variáveis ao longo do envelope do voo da aeronave, diversas condições de voo devem ser consideradas.
[0053] De acordo com a afirmação no parágrafo anterior, na modalidade exemplificadora, além da utilização de partes curvadas nos aerofólios da cauda horizontal, um ângulo de torção particular pode ser caracterizado (isto é:
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12/12 variação do ângulo de incidência geométrica da raiz até a ponta).
[0054] A discussão acima explica as forças geradas no lado direito (estibordo) do aerofólio da cauda horizontal. Uma explicação análoga é aplicável ao lado esquerdo (bombordo) da cauda horizontal, uma vez que é uma imagem espelhada do lado direito.
[0055] Além da ascensão gerada pela distribuição de ângulo de ataque na cauda horizontal, os elevadores (81) e (82) devem fornecer aparagem e controle longitudinal adequados da aeronave em qualquer condição de voo.
[0056] Além disso, os sistemas propulsores podem ter a oportunidade de serem especificados propositadamente para melhor se adequarem à integração com a fuselagem, objetivando melhorar a eficiência de combustível do veículo.
[0057] Conforme observado acima, a invenção no presente documento não se limita à modalidade descrita, mas, pelo contrário, se destina a cobrir várias modificações e disposições equivalentes incluídas no espírito e escopo das reivindicações anexas.

Claims (3)

  1. REIVINDICAÇÕES
    1. Aeronave (12) acionada por hélice compreendendo:
    uma fuselagem (20) definindo um eixo geométrico do corpo x orientado em uma direção de voo;
    aerofólios de cauda horizontal a bombordo e a estibordo (71) e (72) em relação ao eixo geométrico do corpo x da fuselagem, cada aerofólios de cauda horizontal a bombordo e a estibordo (71) e (72) compreendendo uma terminação fixa à fuselagem (20) e uma terminação externamente à fuselagem (20);
    sistemas propulsores a bombordo e a estibordo (33) e (34) montados nas terminações de cauda horizontal a bombordo e a estibordo (71) e (72) respectivamente, os sistemas propulsores a bombordo e a estibordo (33) e (34) compreendendo um motor e uma hélice de tração aérea montada à frente das respectivas terminações de cauda horizontal a bombordo e a estibordo (71) e (72) cada hélice de tração aérea compreendendo um disco único que gera um fluxo de ar propagado pela hélice com um ângulo de rotação de turbilhonamento (ω) quando acionada pelo motor;
    a aeronave acionada por hélice sendo caracterizada pelo fato de que os aerofólios de cauda horizontal a bombordo e a estibordo (71) e (72) são dispostos nos respectivos fluxos de ar propagado pela hélice de tração aérea dos sistemas propulsores a bombordo e a estibordo (33) e (34), cada um dos aerofólios de cauda horizontal a bombordo e a estibordo (71) e (72) é contornado e orientado
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  2. 2/2 em relação a um ângulo de rotação do turbilhonamento (ω) do respectivo fluxo de ar propagado pela hélice dos sistemas propulsores a bombordo e a estibordo (33) e (34) gerando responsivamente forças aerodinâmicas perpendiculares à direção do fluxo de ar, e em que as forças aerodinâmicas têm componentes de força transversais que são transversais ao eixo geométrico do corpo x da aeronave e componentes de forças dianteiras que são paralelas ao eixo geométrico do corpo x da aeronave e maiores que componentes de força de arraste para induzir forças de impulso dianteiro adicionais na aeronave e em resposta ao fluxo de ar a bombordo e a estibordo propagado pelas hélices sobre os aerofólios de cauda horizontal a bombordo e a estibordo (71) e (72), respectivamente.
    2. Aeronave (12) acionada por hélice, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que cada hélice de tração aérea dos sistemas propulsores a bombordo e a estibordo (33) e (34 são contrarrotativas uma em relação à outra.
  3. 3. Aeronave (12) acionada por hélice, de acordo com a reivindicação 2, caracterizada pelo fato de que compreende, ainda, aerofólios da cauda vertical a bombordo e a estibordo (51) e (52) estendendo para cima a partir das terminações de cauda horizontal a bombordo e a estibordo (71) e (72) respectivamente.
BR112017016524-4A 2015-02-25 2016-02-19 aeronave acionada por hélice BR112017016524B1 (pt)

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