BR112018004252B1 - Sistemas propulsores para veículos aéreos que usam os princípios da fluídica no arrasto e aceleração do ar ambiente e veículos que os utilizam - Google Patents

Abstract

Sistemas de propulsão acoplados a um veículo. Os sistemas incluem um ejetor com uma estrutura de saída, através da qual fluido propulsor flui a uma velocidade ajustável predeterminada. Uma superfície de controle que possui uma borda guia e está localizada diretamente a jusante da estrutura de saída de modo que o fluido propulsor do ejetor flui sobre a superfície de controle.

Description

AVISO DE COPYRIGHT

[0001] Esta revelação está protegida por leis de direitos autorais dos Estados Unidos e internacionais. © 2016 Jetoptera. Todos os direitos reservados. Parte da revelação deste documento de patente contém material sujeito à proteção de direitos autorais. O proprietário dos direitos autorais não tem objeção à reprodução fac-símile por qualquer pessoa do documento de patente ou a revelação da patente, conforme aparece no arquivo ou registro de patentes do Patent and Trademark Office, mas, de outra forma, reserva todos os direitos autorais.

REIVINDICAÇÃO DE PRIORIDADE

[0002] Este pedido de patente reivindica prioridade ao pedido de patente provisório dos Estados Unidos N° 62/213.465, depositado em 2 de setembro de 2015, cuja revelação integral é incorporada, por referência, como se fosse totalmente incluída no presente pedido de patente.

ANTECEDENTES DA INVENÇÃO

[0003] Aeronaves que podem flutuar, decolar e aterrissar verticalmente são comumente chamadas de aeronaves de decolagem e aterrissagem verticais (VTOL, na sigla em inglês). Esta classificação inclui aeronaves de asa fixa, bem como helicópteros e aeronaves com rotores motorizados inclináveis. Algumas aeronaves VTOL também podem operar em outros modos, tal como decolagem e aterrissagem em pistas curtas (STOL, na sigla em inglês). VTOL é um subconjunto de V/STOL (decolagem e aterrissagem vertical e/ou em pistas curtas).

[0004] Para fins ilustrativos, um exemplo de uma aeronave atual que possui capacidade VTOL é o F-35 Lightning. Os métodos convencionais de vetorizar o fluxo vertical de ar de sustentação inclui o uso de bocais que podem ser girados em uma direção selecionada, juntamente com o uso de dois conjuntos de pás planas de flap dispostas a 90 graus entre si e localizadas no bocal externo. O sistema de propulsão do F- 35 Lightning fornece, da mesma forma, força de sustentação vertical pelo uso da combinação de impulso vetorial do motor da turbina e uma hélice de sustentação orientada verticalmente. A hélice de sustentação está localizada atrás da carlinga em um compartimento com portas superiores e inferiores em concha. O motor emite os gases de exaustão através de um bico giratório de três rolamentos que pode desviar o empuxo de horizontal para exatamente à frente da vertical. Os dutos de controle de rolamento se estendem para fora em cada asa e recebem seu empuxo do ar da hélice do motor. O controle do passo é afetado pela divisão do empuxo entre a hélice de sustentação/motor. O controle de guinada ocorre através do movimento de guinada do bocal giratório do motor. O controle de rolamento é fornecido ao abrir e fechar diferencialmente os bocais nas extremidades dos dois dutos de controle de rolamento. A hélice de sustentação tem um bocal telescópico em forma de "D" para fornecer deflexão do empuxo nas direções para a frente e para a ré. O bocal-D tem pás fixas na abertura de saída.

[0005] O projeto de uma aeronave ou drone geralmente consiste em seus elementos propulsores e a estrutura à qual esses elementos estão integrados. Convencionalmente, o dispositivo propulsor em aeronaves pode ser um turborreator, turbofan, turbopropulsor ou turboeixo, motor de pistão ou motor elétrico equipado com uma hélice. O sistema propulsor (propulsor) em pequenos veículos aéreos não tripulados (UAVs, na sigla em inglês) é convencionalmente um motor de pistão ou um motor elétrico que fornece energia através de um eixo para uma ou várias hélices. O propulsor para uma aeronave maior, tripulada ou não tripulada, é tradicionalmente um motor a jato ou um turbofan. O propulsor geralmente é unido à fuselagem ou ao corpo ou as asas da aeronave através de suportes aerodinâmicos ou esteios capazes de transmitir a força à aeronave e sustentar as cargas. O jato misto emergente (fluxo de jato) de ar e gases é o que impulsiona a aeronave na direção oposta ao fluxo efluente do jato.

[0006] Convencionalmente, o fluxo de ar efluente de uma grande hélice não é usado para fins de sustentação nos voos em nível e, portanto, uma quantidade significativa de energia cinética não é utilizada em benefício da aeronave, a menos que seja girada como em algumas das aplicações existentes hoje (a saber, o Osprey Bell Boeing V-22). Em vez disso, a sustentação, na maioria dos aviões existentes, é criada pelas asas e pela cauda. Além disso, mesmo nesses utilizações VTOL específicas (por exemplo, decolagem até a transição para o voo em nível) encontrados no Osprey, a sustentação produzida pela própria hélice é mínima durante o voo de nível, e a maior parte da força de sustentação é não obstante, fornecida pelas asas.

[0007] O estado atual da técnica para criar sustentação nas aeronaves é gerar um fluxo de ar de alta velocidade sobre as asas e os elementos das asas, que geralmente são aerofólios. Os perfis aerodinâmicos são caracterizados por linhas de cordas estendidas principalmente na direção axial, da borda de ataque à borda de fuga do perfil aerodinâmico. Com base no ângulo de ataque formado entre o fluxo de ar incidente e a linha de cordas, e de acordo com os princípios da geração de sustentação do perfil aerodinâmico, o ar de baixa pressão flui sobre o lado de aspiração (superior) e inversamente, pela lei de Bernoulli, movendo-se a velocidades mais elevadas do que o lado inferior (lado da pressão). Quanto menor for a velocidade do avião, menor será a força de sustentação e maior a área de superfície da asa, ou ângulos de incidência mais elevados, será necessária, inclusive para decolagem.

[0008] Grandes veículos aéreos não tripulados (UAV, na sigla em inglês) não são exceção a esta regra. A sustentação é gerada ao projetar o perfil aerodinâmico com o ângulo de ataque apropriado, cordas, envergadura e arqueamento das asas. Flapes, sulcos e muitos outros dispositivos são outras ferramentas convencionais usadas para maximizar a sustentação pelo aumento do coeficiente de sustentação e da área de superfície da asa, mas gerará a sustentação correspondente à velocidade do ar relativa à aeronave. (Aumentar a área (S) e o coeficiente de sustentação (CL) permitem que uma quantidade similar de sustentação seja gerada a uma velocidade aerodinâmica inferior (V0) de acordo com a fórmula , mas ao custo de maior arrasto e peso.) Estas técnicas atuais também funcionam mal com queda significativa na eficiência em condições de ventos cruzados fortes.

[0009] Enquanto os UAVs menores utilizam o empuxo gerado pelas hélices para levantar o veículo, a tecnologia atual depende exclusivamente do controle das velocidades do motor elétrico, e o UAV menor pode ou não ter a capacidade de pivotar os motores para gerar empuxo e sustentação, ou fazer a transição para um voo nivelado, inclinando as hélices. Além disso, os UAV menores que usam esses elementos de propulsão sofrem de ineficiências relacionadas a baterias, densidade de energia e hélices grandes, o que pode ser eficiente em flutuar, mas é ineficiente em voo de nível e cria dificuldades e perigo ao operar devido à inclinação rápida das lâminas. A maioria dos quadcópteros atuais e outros veículos aéreos alimentados eletricamente só são capazes de períodos de voo muito curtos e não podem levantar ou transportar grandes cargas úteis, já que o peso do sistema elétrico e da bateria já pode exceder 70% do peso do veículo em todos os momentos do voo. Um veículo similar usando combustível para jato ou qualquer outro combustível de hidrocarbonetos tipicamente usados no transporte transportará mais combustível utilizável por pelo menos uma ordem de grandeza. Isso pode ser explicado pela densidade de energia muito maior do combustível de hidrocarbonetos em comparação com os sistemas de bateria (pelo menos uma ordem de grandeza), bem como o menor peso para a proporção total de peso do veículo de um sistema baseado em combustível hidrocarbonetos.

[00010] Consequentemente, há uma necessidade de maior eficiência, capacidades melhoradas e outros avanços tecnológicos em aeronaves, particularmente para UAVs e certos veículos aéreos tripulados.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[00011] A FIG. 1 é uma secção transversal de uma concretização da presente invenção que representa a metade superior de um ejetor e perfis de velocidade e temperatura dentro do fluxo interno;

[00012] A FIG. 2 ilustra uma vista em perspectiva parcial de uma estrutura de admissão de acordo com uma concretização;

[00013] A FIG. 3 ilustra uma vista em planta lateral de um ejetor colocado à frente de uma superfície de controle de acordo com uma concretização;

[00014] A FIG. 4 é uma vista em perspectiva de um ejetor colocado na frente de uma superfície de controle em combinação com outra superfície de controle de acordo com uma concretização;

[00015] A FIG. 5 é uma vista em corte parcial superior de uma concretização alternativa;

[00016] A FIG. 6 é uma vista em perspectiva lateral de uma concretização alternativa;

[00017] A FIG. 7 é uma vista lateral do elemento da concretização ilustrada na FIG. 6;

[00018] As FIGS. 8-9 ilustram outra concretização alternativa da invenção; e

[00019] A FIG. 10 ilustra ainda outra concretização alternativa da invenção.

DESCRIÇÃO DETALHADA

[00020] Este pedido de patente pretende descrever uma ou mais concretizações da presente invenção. Deve ser entendido que o uso de termos absolutos, como "deve", "pode" e similares, bem como quantidades específicas, deve ser interpretado como aplicável a uma ou mais dessas concretizações, mas não necessariamente a todas essas concretizações. Como tal, as concretizações da invenção podem omitir ou incluir a modificação de uma ou mais características ou funcionalidades descritas no contexto de tais termos absolutos. Além disso, as direções neste pedido de patente servem apenas para fins de referência e não devem de modo algum afetar o significado ou a interpretação da presente invenção.

[00021] Uma concretização da presente invenção inclui um propulsor que utiliza a mecânica de fluidos para o arrasto e aceleração do ar ambiente e proporciona um efluente de jato em alta velocidade de uma mistura de gás de alta pressão (fornecido ao propulsor por um gerador de gás) e o ar ambiente arrastado. Em essência, esse objetivo é conseguido pela descarga do gás adjacente em uma superfície convexa. A superfície convexa é a denominada superfície de Coanda que se beneficia do efeito Coanda descrito na patente norte-americana No. 2.052.869 concedida a Henri Coanda em 1 de setembro de 1936. Em princípio, o efeito Coanda é a tendência de um gás ou líquido emitido por jato de se deslocar próximo de um contorno da parede, mesmo que a direção da curvatura da parede esteja longe do eixo do jato. As superfícies Coanda convexas discutidas neste pedido de patente em relação a uma ou mais concretizações não precisam consistir em nenhum material particular.

[00022] A FIG. 1 ilustra uma secção transversal da metade superior de um ejetor 200 que pode estar ligado a um veículo (não mostrado), tal como, por um exemplo não limitativo, um UAV ou um veículo aéreo tripulado tal como um avião. A câmara 211 é preenchida com ar mais quente do que o ar ambiente (isto é, uma corrente de gás motriz pressurizada), por exemplo, de um motor à base de combustão que pode ser empregado pelo veículo. Esta corrente de gás motriz pressurizado, denotada pela seta 600, é introduzida através de pelo menos um tubo, tal como bocais primários 203, para o interior do ejetor 200. Mais especificamente, os bocais primários 203 são configurados para acelerar o fluxo de fluido motriz 600 até uma velocidade variável predeterminada diretamente sobre uma superfície convexa de Coanda 204 como um jato de parede. Além disso, os bocais primários 203 fornecem volumes ajustáveis de fluxo de fluido 600. Este jato de parede, por sua vez, serve para arrastar através de uma estrutura de admissão 206 de fluido secundário, tal como ar ambiente designado pela seta 1, que pode estar em repouso ou se aproximando do ejetor 200 a uma velocidade não nula a partir da direção indicada pela seta 1. Em várias concretizações, os bocais 203 podem estar dispostos matricialmente e numa orientação curva, uma orientação em espiral e/ou uma orientação em ziguezague.

[00023] A mistura do fluxo 600 e do ar 1 podem se mover puramente axialmente na seção de gargalo 225 do ejetor 200. Através da difusão em uma estrutura de difusão, como o difusor 210, o processo de mistura e suavização continua, de modo que os perfis de temperatura (800) e velocidade (700) na direção axial do ejetor 200 já não possuem os valores alto e baixo presentes na seção de garganta 225, mas se tornam mais uniformes na extremidade terminal 101 do difusor 210. À medida que a mistura da corrente 600 e com ar 1 se aproxima do plano de saída da extremidade terminal 101, os perfis de temperatura e velocidade são quase uniformes. Em particular, a temperatura da mistura é baixa o suficiente para ser direcionada a um perfil aerodinâmico, como uma asa ou superfície de controle.

[00024] Numa concretização, a estrutura de admissão 206 e/ou a extremidade terminal 101 podem ter configuração circular. No entanto, em concretizações variadas e, como mais bem mostrado na FIG. 2, a estrutura de admissão 206, bem como a extremidade terminal 101, podem ser não circulares e, de fato, assimétricas (ou seja, não serem idênticas em ambos os lados de pelo menos um, ou alternativamente qualquer plano, que divida a estrutura de admissão). Por exemplo, como mostrado na FIG. 2, a estrutura de admissão 206 pode incluir a primeira e a segunda bordas opostas laterais 401 e 402, em que a primeira borda oposta lateral tem raio de curvatura maior do que a segunda borda oposta lateral. A extremidade do terminal 101 pode ser configurada de forma semelhante.

[00025] A FIG. 3 ilustra o propulsor/ejetor 200, colocado na frente de uma superfície de controle, tal como um perfil aerodinâmico 100 com a borda de ataque 302 e que gera a força de sustentação 400. Conforme ilustrado, o perfil aerodinâmico 100 é posicionado diretamente atrás (ou seja, a jusante) da estrutura de saída, tal como a extremidade terminal 101 do difusor 210, do ejetor de modo que o fluido propulsor do ejetor 200 flui sobre o perfil aerodinâmico. De fato, em uma concretização, o perfil aerodinâmico 100 pode ser posicionado próximo o suficiente da extremidade terminal 101, de modo que apenas o fluido propulsor do ejetor 200, excluindo o ar ambiente, flui sobre o perfil aerodinâmico. Tal como aqui utilizado, o termo "diretamente atrás" pode ser interpretado com o significado de que pelo menos uma porção da borda de ataque 302 está no interior ou alinhada com um dos planos (a) ocupados por superfícies da extremidade terminal 101 que sejam paralelas à borda de ataque e (b) que se estendam na direção axial ao ejetor 200 (ou seja, na direção das setas 300 discutidas abaixo).

[00026] O fluxo local sobre o perfil aerodinâmico 100 tem velocidade maior do que a velocidade da aeronave, devido à maior velocidade do efluente do jato de saída do ejetor 200, denotado pelas setas 300, em comparação com a velocidade da aeronave indicada pela seta 500. O ejetor 200 mistura vigorosamente o fluxo motriz mais quente 600 (FIG. 1) com a corrente de ar ambiente frio de entrada com alta taxa de arrasto. Superfícies de controle adicionais podem ser implementadas no perfil aerodinâmico 100, como a superfície de sustentação 150. Numa concretização, a totalidade de qualquer tal superfície de controle pode girar em torno de um eixo orientado paralelamente à borda de ataque 302. Ao mudar o ângulo de tais superfícies 100 e/ou 150, a atitude da aeronave pode ser rapidamente alterada com pouco esforço dada a maior velocidade local do efluente de jato 300. A mistura é homogênea o suficiente para reduzir a corrente motriz quente 600 da temperatura do ejetor para um perfil de temperatura de mistura 800 que não impactará negativamente os perfis de ar 100 ou 150 mecanicamente ou estruturalmente. O perfil de velocidade 700 do jato efluente que sai do propulsor é tal que permitirá que mais sustentação 400 seja gerada pelo perfil aerodinâmico 100 devido a velocidades locais mais altas.

[00027] A FIG. 4 ilustra que o propulsor/ejetor 200 também pode ser colocado à frente de uma superfície de controle 1500 em combinação com outro perfil aerodinâmico 1000 e numa configuração diferente da das superfícies de controle ilustradas na FIG. 3. Na concretização ilustrada, a borda de ataque 1501 da superfície de controle 1500 está posicionada num ângulo de aproximadamente 90 graus em relação à borda dianteira 1001 do perfil aerodinâmico 1000. O ejetor 200 pode ter forma não eixo-simétrica, e a superfície de controle pode ser colocada exatamente na esteira do dito ejetor 200. O ejetor 200 mistura vigorosamente o fluxo motriz mais quente 600 (FIG. 1) com a corrente de ar ambiente frio de entrada com alta taxa de arrasto. Da mesma forma, a mistura é homogênea o suficiente para reduzir a corrente motriz quente 600 da temperatura do ejetor para um perfil de temperatura de mistura que não impactará negativamente a superfície de controle 1500 mecanicamente ou estruturalmente. Nesta concretização, o ângulo da guinada pode ser controlado pela alteração da orientação da superfície de controle 1500. De maneiras semelhantes, e pela variação da orientação da superfície de controle 1500 em relação ao corpo principal do veículo, como a fuselagem, o passo e o rolamento da aeronave, também podem ser controlados. Uma função do ejetor 200 é gerar empuxo, mas ele também pode propiciar controle de elevação ou atitude. Nesta concretização, o controle do ângulo de guinada está na direção 151 o que cria uma rotação em torno do eixo 10 da aeronave.

[00028] A FIG. 5 ilustra uma concretização que fornece alternativa à abordagem tradicional de colocação dos motores a jato nas asas da aeronave para produzir empuxo. Na FIG. 5, o gerador de gás 501 produz a corrente de ar motriz que alimentar a série de ejetores 502 que estão embutidos nos perfis de ar primários, tais como as asas 503, para propulsão para frente, pela emissão da corrente de gás diretamente a partir da borda de fuga dos perfis de ar primários. Nesta concretização, o gerador de gás 501 encaixado na fuselagem 504 do corpo principal da aeronave, está acoplado de forma fluida aos ejetores 502 através dos dutos 505 e é o único meio de propulsão da aeronave. Os ejetores 502 podem ser circulares ou não circulares, tal como a concretização ilustrada na FIG. 2, terem a estrutura de saída de forma correspondente semelhante à extremidade terminal 101 e proporcionarem, à velocidade predeterminada ajustável, a corrente de gás do gerador 501 e dutos 505. Além disso, os ejetores 502 podem ser móveis de maneira semelhante à das abas ou ailerons, rotativos até um ângulo 180° e podem ser atuados para controlar a atitude da aeronave além de fornecer o empuxo requerido. Aerofólios secundários 506 com os bordos de ataque 507 são colocados em conjunto com as asas 503 e diretamente atrás dos ejetores 502, de modo que a corrente de gás dos ejetores 502 flua sobre os aerofólios 506. Os aerofólios secundários 506, portanto, recebem velocidade muito maior do que a velocidade da aeronave, e, como tal, produzem força de sustentação elevada, pois a última é proporcional ao quadrado da velocidade do ar. A totalidade dos aerofólios secundários 506 pode ser rotativa em torno de um eixo orientado paralelamente às bordas de ataque 507.

[00029] Nesta concretização da presente invenção, o aerofólio secundário 506 perceberá temperatura moderadamente mais elevada devido à mistura do fluido motriz produzido pelo gerador de gás 501 (também referido como fluido primário) e o fluido secundário, que é o ar ambiente, arrastado pelo fluido motriz à taxa entre 5-25 partes de fluido secundário por cada parte de fluido primário. Como tal, a temperatura que o aerofólio secundário 506 percebe é pouco maior do que a temperatura ambiente, mas significativamente menor do que o fluido motriz, o que permite que os materiais da asa secundária suportem e mantenham as cargas de sustentação, de acordo com a fórmula: onde é a temperatura final da mistura fluida do efluente do jato que sai do ejetor 502, ER é a taxa de arrasto das partes do ar ambiente arrastadas pelo ar motriz, é a temperatura mais quente do fluido motriz ou primário, e é a temperatura do ar ambiente que se aproxima.

[00030] A FIG. 6 ilustra o sistema de propulsão para o veículo 700 de acordo com uma concretização alternativa. Um primeiro aerofólio de aumento 702 está acoplado ao veículo 700 e posicionado a jusante do fluido que flui sobre o aerofólio primário 701 do veículo. O aerofólio 702 é configurado para girar em torno do eixo 707 e é controlado pelo atuador 708. Como mais bem ilustrado na FIG. 7, o primeiro aerofólio de aumento 702 inclui uma primeira estrutura de saída, tal como superfícies de bocal opostas 705, 706 e pelo menos um tubo, tal como a câmara 704, em comunicação fluida com a extremidade terminal 703 definida pelas superfícies de bocal. As superfícies de bocal 705, 706 podem ou não incluir bocais semelhantes aos bocais 203 discutidos acima com referência à FIG. 1. Além disso, uma ou mais das superfícies de bocal 705, 706 podem incluir superfície convexa que consegue, consequentemente, promover o efeito Coanda e pode ter superfícies arredondadas continuamente sem cantos afiados ou abruptos. Ar mais quente do que o ar ambiente (isto é, uma corrente de gás motriz pressurizada) é suprido à câmara 704 por, por exemplo, um motor à base de combustão que pode ser empregado pelo veículo 700. A câmara 704 está configurada para introduzir esta corrente de gás na extremidade terminal 703, que está configurada para proporcionar saída para a corrente de gás em direção ao aerofólio primário 701 e para fora do primeiro aerofólio de aumento 702.

[00031] Referindo-se às FIGS. 8-9, uma concretização pode incluir um segundo aerofólio de aumento 902 semelhante ao aerofólio 702, cada um com sua respectiva borda de fuga 714, 914 divergindo da outra borda de fuga. Mais especificamente, o segundo aerofólio de aumento 902 está acoplado ao veículo 700 e posicionado a jusante do fluido que flui sobre o aerofólio primário 701 do veículo. O aerofólio 902 está configurado para girar de maneira semelhante à discutida acima com referência ao aerofólio 702. O aerofólio 902 inclui a primeira estrutura de saída, tal como as superfícies de bocal opostas 905, 906 e pelo menos um tubo, tal como a câmara 904, em comunicação fluida com a extremidade terminal 903 definida pelas superfícies de bocal. As superfícies de bocal 905, 906 podem ou não incluir bocais semelhantes aos bocais 203 discutidos acima com referência à FIG. 1. Além disso, uma ou mais das superfícies de bocal 905, 906 podem incluir superfície convexa que pode, consequentemente, promover o efeito Coanda. Ar mais quente do que o ar ambiente (isto é, uma corrente de gás motriz pressurizada) é suprido à câmara 904 por, por exemplo, um motor à base de combustão que pode ser empregado pelo veículo 700. A câmara 904 está configurada para introduzir esta corrente de gás na extremidade terminal 903, que está configurada para proporcionar saída para a corrente de gás em direção ao aerofólio primário 701 e para fora do segundo aerofólio de aumento 902.

[00032] Cada um dos primeiro e segundo aerofólios de aumento 702, 902 tem uma borda de ataque 716, 916 disposta na direção do aerofólio primário, com o primeiro aerofólio de aumento em oposição ao segundo aerofólio de aumento. Em operação, o primeiro e o segundo aerofólios de aumento 702, 902 definem uma região de difusão 802, entre eles e ao longo de seus comprimentos, semelhante em função ao difusor 210 discutido acima neste documento. As bordas de ataque 716, 916 definem uma região de admissão 804 configurada para receber e introduzir na região de difusão 802 as correntes de gás das câmaras 704, 904 e o fluido que flui sobre o aerofólio primário 701. A região de difusão 802 inclui uma extremidade terminal primária 806 configurada para proporcionar saída da região de difusão para as correntes de gás introduzidas e o fluido que flui sobre o aerofólio primário 701.

[00033] A FIG. 10 representa uma concretização alternativa da presente invenção com asas em tandem. Na concretização ilustrada, um aerofólio secundário 1010 é colocado diretamente a jusante dos aerofólios de aumento 702, 902, de modo que o fluido que flui sobre o aerofólio primário 701 e a corrente de gás a partir dos aerofólios de aumento fluem sobre o aerofólio secundário. A combinação das duas asas relativamente mais curtas 701, 1010 produz mais sustentação do que a de uma asa alargada muito maior que não possua os aerofólios de aumento 702, 902 e que dependem de um motor a jato ligado a uma asa maior para produzir empuxo.

[00034] Embora o texto acima estabeleça uma descrição detalhada de inúmeras concretizações diferentes, deve-se entender que o escopo de proteção é definido pelo texto das reivindicações a seguir. A descrição detalhada deve ser interpretada apenas como exemplar e não descreve todas as concretizações possíveis, pois descrever todas as concretizações possíveis seria impraticável, senão impossível. Numerosas concretizações alternativas poderiam ser implementadas, usando tecnologia atual ou tecnologia desenvolvida após a data de depósito desta patente, que ainda pertenceriam ao escopo das reivindicações.

[00035] Assim, muitas modificações e variações podem ser feitas nas técnicas e estruturas descritas e ilustradas aqui sem se afastar do espírito e do alcance das presentes reivindicações. Consequentemente, deve-se entender que os métodos e aparelhos aqui descritos são apenas ilustrativos e não limitam o alcance das reivindicações.

Claims (6)

1. Sistema de propulsão acoplado a um veículo, compreendendo: um ejetor (200) compreendendo uma estrutura de saída (101), através da qual o fluido propulsor flui a uma velocidade ajustável predeterminada; e uma primeira superfície de controle (100) tendo superfícies superior e inferior e uma borda de ataque (302) e localizada diretamente a jusante da estrutura de saída (101) de modo que pelo menos uma porção da borda de ataque (302) esteja dentro de um dos planos: (a) ocupada pelas superfícies da estrutura de saída (101) que são paralelas à borda de ataque; e (b) se estendendo em uma direção axial ao ejetor (200), de modo que o fluido propulsor do ejetor flua sobre as superfícies superior e inferior; a primeira superfície de controle (100) sendo posicionada perto o suficiente da estrutura de saída (101) de modo que, durante a operação do sistema, apenas fluido de propulsão do ejetor (200) flua sobre as superfícies superior e inferior; e onde o sistema é caracterizado por o ejetor (200) adicionalmente compreender: uma estrutura de difusão (210); pelo menos um condutor acoplado à estrutura de difusão (210) e configurado para introduzir na estrutura de difusão (210) um fluido primário produzido pelo veículo; e uma estrutura de admissão (206) acoplada à estrutura de difusão (210) e configurada para introduzir na estrutura de difusão (210) um fluido secundário acessível ao veículo, sendo que a estrutura de difusão (210) compreende também uma estrutura de saída (101), e que o fluido propulsor compreende os fluidos primário e secundário.

2. Sistema de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por: o ejetor (200) compreender ainda uma superfície convexa (204), a estrutura de difusão (210) ser acoplada à superfície convexa (204) e o pelo menos um condutor ser acoplado à superfície convexa (204) e configurado para introduzir o fluido primário na superfície convexa (204) .

3. Sistema de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por: a totalidade da superfície de controle ser rotativa em torno de um eixo orientado paralelamente à borda de ataque (302) .

4. Sistema de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por: a estrutura de saída (101) ser assimétrica.

5. Sistema de acordo com a reivindicação 4, caracterizado por: a estrutura de saída (101) compreender primeira e segunda bordas opostas laterais, tendo a primeira borda oposta lateral um maior raio de curvatura do que o da segunda borda oposta lateral.

6. Sistema de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por: compreender ainda uma segunda superfície de controle (150) que possui uma borda de ataque e está acoplada diretamente ao veículo, sendo que a primeira superfície de controle (100) está acoplada à segunda superfície de controle (150) de tal modo que a borda de ataque (302) da primeira superfície de controle (100) está num ângulo não nulo à borda de ataque da segunda superfície de controle (150).