BR112019018114B1 - Aeronave dotada de uma montagem de voo secundária - Google Patents

Abstract

Trata-se de uma aeronave pilotada remotamente (1) que compreende uma montagem de voo secundária (4) adaptada para intervir no caso de falha da aeronave (1) ou em uma emergência, em que a dita montagem de voo secundária (4) é dotada de uma unidade de controle adicional (5) configurada para processar dados relevantes de voo, e que inclui um receptor adicional (27) configurado para receber comandos do piloto remoto por meio de uma unidade de controle remoto adicional (70), em que a dita unidade de controle adicional (5) é configurada, no caso de falha ou emergência, para gerar, como uma resposta, um comando de ativação (SI) adaptado para ativar um primeiro dispositivo (8) para expelir uma asa superior (9) colocada em um primeiro compartimento (12) da aeronave (1) e para inflar uma asa inferior (17) alojada em um segundo compartimento (25) da aeronave (2), e também para gerar um comando de interdição (S2) da unidade de propulsão primária (23), em que a dita asa superior (9) é manobrável por meio da dita unidade de controle remoto adicional (70).

Description

[0001] A presente invenção se refere a uma aeronave dotada de uma montagem de voo secundária.

[0002] Aeronaves pilotadas remotamente (RPA), mais comumente chamadas de drones, são conhecidas. Também são conhecidas por outros acrônimos em inglês: além de RPA (Remotely Piloted Aircraft [Aeronave Pilotada Remotamente]), as mesmas podem ser conhecidas como UAV (Unmanned Aerial Vehicle [Veículo Aéreo Automatizado]), RPV (Remotely Piloted Vehicle [Veículo Pilotado Remotamente]), ROA (Remotely Operated Aircraft [Aeronave Operada Remotamente]) ou UVS (Unmanned Vehicle System [Sistema de Veículo Automatizado]).

[0003] As mesmas são aeronaves caracterizadas pela ausência de piloto humano a bordo. Seu voo é controlado por um computador a bordo da aeronave, sob o controle remoto de um navegador ou piloto no solo. Seu uso é agora consolidado para propósitos militares e crescente também para aplicações civis, por exemplo, para prevenção de incêndio e emergências de conflitos, para propósitos de segurança não militar, para supervisão de tubulação, para propósitos de busca e detecção remotas, e, mais em geral, em todos os casos nos quais tais sistemas podem permitir a condução de missões “enfadonha, ofensivas e perigosas”, em geral, em custo muito menor que aeronave tradicional.

[0004] Drones são, em geral, equipados com aparelhos de resgate destinados para a recuperação da aeronave no caso de falha. Por exemplo, o documento US-6416019 descreve um aparelho de recuperação com paraquedas para recuperar um drone sem danos, permitindo um pouso seguro, não destrutivo do drone em uma posição desejada. O aparelho de recuperação com paraquedas compreende um paraquedas, um sistema servo e um sistema de controle de guia eletrônico. O paraquedas, que é retangular em formato, é conectado por uma pluralidade de cabos de controle ao sistema servo, que, por sua vez, é controlado pelo sistema de controle eletrônico. O sistema de controle eletrônico e o sistema servo são usados para controlar a trajetória de planeio e fornecer um pouso seguro, não destrutivo do drone. Em particular, o sistema servo é adaptado para ajustar o comprimento de cada cabo da dita pluralidade de cabos de controle conectados ao paraquedas, para controlar o paraquedas de modo a modificar a velocidade e direção.

[0005] No entanto, tal aparelho de recuperação com um paraquedas é complexo em sua implantação visto que o mesmo opera com o uso de um número alto de cabos de controle do próprio paraquedas e também não permite que o piloto tenha capacidade de continuar a controlar o drone a fim de completar a missão. Ademais, não há certeza de que o mesmo não sofrerá danos por colidir com obstáculos ou ainda ser um perigo para as pessoas no solo.

[0006] É o objetivo da presente invenção fornecer um aparelho de recuperação que é simples de implantar e que permite um pouso seguro tanto para o drone quanto para pessoas no solo, e também permite que o piloto continue a missão iniciada.

[0007] De acordo com a invenção, tal objetivo é alcançado por uma aeronave com controle remoto como definido na reivindicação 1.

[0008] A asa superior e a asa inferior garantem o voo da aeronave em vez de os propulsores no caso de falha da aeronave ou no caso de uma emergência.

[0009] Esses e outros recursos da presente invenção serão mais evidentes a partir da descrição detalhada a seguir de uma modalidade prática dos mesmos, mostrados a título de exemplo não limitante nos desenhos anexos, nos quais:

[0010] A Figura 1 mostra uma primeira vista axonométrica de uma aeronave com controle remoto, de acordo com a presente invenção;

[0011] A Figura 2 mostra uma segunda vista axonométrica da aeronave na Fig. 1;

[0012] As Figuras 3 e 4 mostram uma vista da aeronave da Fig. 1 sem uma ou mais porções do quadro;

[0013] A Figura 5 mostra uma vista de seção parcial, axonométrica da aeronave na Fig. 1 em uma configuração assumida no caso de falha;

[0014] As Figuras 6 a 8 mostram vistas da aeronave na Fig. 1 na configuração assumida no caso de falha da aeronave ou em uma emergência;

[0015] A Figura 9 mostra uma vista lateral de uma aeronave com controle remoto, de acordo com a presente invenção dotada de propulsor propulsivo;

[0016] A Figura 10 mostra um diagrama de blocos de uma montagem de voo secundária composta pela aeronave na Fig. 1.

[0017] A Fig. 1 mostra uma Aeronave Pilotada Remotamente (RPA) 1 de acordo com a presente invenção.

[0018] A aeronave 1 compreende um quadro 2 que é a estrutura de sustentação, em que é possível produzir o dito quadro 2 de diversos materiais, incluindo plástico, alumínio ou carbono. Como conhecido, a composição do quadro 2 é decisiva ao determinar a resistência, peso e, portanto, o tempo de voo da aeronave 1. Da mesma maneira, também o tamanho do quadro 2 e, portanto, seu diâmetro, afetam o desempenho aéreo da aeronave 1: um diâmetro maior garante maior estabilidade de voo, mas, ao mesmo tempo, implica em mais peso e, portanto, mais consumo de energia. Na modalidade preferencial, o quadro 2 compreende um corpo central 21 a partir do qual uma pluralidade de ramificações mutuamente equidistantes 22 se afastam radialmente.

[0019] A aeronave 1 compreende uma unidade de propulsão primária 23 (Fig. 11), que, por sua vez, compreende pelo menos um motor disposto para girar uma pluralidade de propulsores 3. Por exemplo, a aeronave 1 pode compreender uma pluralidade de motores, cada um localizado em uma das ditas ramificações 22, em que os ditos motores são adaptados para girar um propulsor 3 cada um, permitindo que a aeronave 1 decole do solo. Os motores instalados nos drones são motores elétricos e tipicamente do tipo "sem escovas". De modo alternativo, a aeronave 1 pode compreender um único motor adaptado para girar a dita pluralidade de propulsores 3 por meio de respectivos elementos mecânicos de transmissão.

[0020] Os desenhos anexos mostram uma aeronave 1 que compreende seis propulsores 3 (hexacóptero), mas pode haver três motores na aeronave 1 (tricóptero), quatro motores (quadricóptero), oito motores (octocóptero), etc.

[0021] A aeronave 1 compreende uma unidade de controle principal constituída por um controlador configurado para receber comandos de uma unidade de controle remoto e para manter a aeronave 1 equilibrada em voo, entre outras coisas, atuando-se automaticamente de acordo com informações derivadas de hardware e software com as quais a mesma é equipada. A unidade de controle remoto pode ser um transmissor de controle remoto, por meio do qual um piloto remoto pode controlar a unidade de propulsão primária 23 e, portanto, o voo da aeronave 1. De modo alternativo, a unidade de controle remoto pode ser uma estação de pouso ou um aparelho com capacidade de programar um voo automático.

[0022] A unidade de controle principal faz interface com uma unidade de medição inercial, ou IMU, que compreende um conjunto de componentes eletrônicos, como antenas de GPS, barômetros, instrumentos de medição inercial, como giroscópios e acelerômetros, que permitem que a unidade de controle aprimore a resposta a variações repentinas dos fatores que são registrados.

[0023] A unidade de controle principal é configurada para receber da dita unidade de medição inercial uma pluralidade de dados relacionados de voo que derivam das medições realizadas pela própria unidade de medição inercial e para processar as mesmas para determinar a implantação de uma ou mais ações na aeronave 1.

[0024] A unidade de controle principal compreende ainda pelo menos um receptor configurado para receber, na entrada, os comandos da unidade de controle remoto da unidade de propulsão primária 23 para controlar o voo da aeronave 1.

[0025] Adicionalmente, a aeronave 1 compreende uma montagem de voo secundária 4 adaptada para intervir no caso de falha da aeronave 1 ou no caso de emergência.

[0026] A montagem de voo secundária 4 compreende uma unidade de controle adicional 5 (Fig. 10) constituída por uma unidade de controle autônoma, também configurada para processar dados relacionados de voo, devido ao fato de que a mesma é dotada de uma unidade de medição inercial adicional que compreende uma pluralidade de sensores 6 adaptados para detectar uma série de magnitudes, dentre as quais pelo menos a aceleração (linear e angular) a qual é a aeronave 1 é submetida, e a pressão ambiente, em particular, as diferenças de pressão que podem ser geradas como uma consequência de uma alteração repentina na altitude da aeronave 1. No caso em questão, a unidade de controle adicional 5 é configurada para comparar as ditas quantidades recebidas da dita unidade de medição inercial adicional com os valores-limite que identificam uma condição de falha da aeronave 1 a fim reconhecer a última citada.

[0027] A montagem de voo secundária 4 é, então, dotada de um receptor adicional 27 configurado para receber, na entrada, os comandos que advêm de uma unidade de controle remoto adicional 70 do voo da aeronave 1. Novamente, a unidade de controle remoto adicional 70 pode ser um controle de rádio transmissor, uma estação de pouso ou um aparelho com capacidade de programar um voo automático. No caso de controle de rádio, por exemplo, a unidade de controle remoto adicional 70 pode ser integrada ao próprio dispositivo junto com a unidade de controle remoto.

[0028] A unidade de controle adicional 5 é também configurada para monitorar a resistência de sinal de rádio que coloca em comunicação a aeronave 1 com a unidade de controle remoto 70, por exemplo, uma Estação de Controle no Solo (GCS), e para comparar a dita resistência de sinal de rádio com um valor limiar que identifica uma condição de emergência.

[0029] Ademais, a unidade de controle adicional 5 é configurada para reconhecer um comando de emergência por meio deda dita unidade de controle remoto 70, por exemplo, o pressionamento de um botão de emergência com o qual a unidade de controle de rádio 70 é fornecida, uma falha dos sensores 6 da unidade de medição inercial adicional ou uma velocidade de rotação dos propulsores 3 que excede um determinado limite de segurança (chamado "sobrelimite de aeronave com rotor").

[0030] Como discutido em maiores detalhes abaixo, no caso de falha da aeronave 1 ou no caso de uma emergência, a unidade de controle adicional 5 é configurada para gerar como resposta um comando de ativação S1 e, ao mesmo tempo, um comando de interdição S2 para interditar a unidade de propulsão primária 23.

[0031] A montagem de voo secundária 4 compreende um primeiro dispositivo 8 adaptado para ejetar uma asa superior 9 colocada dentro de um primeiro compartimento 12 (Fig. 3) na parte superior do corpo central 21 da aeronave 1, m que a dita asa superior 9 é manobrável por meios de controle conectados à dita unidade de controle adicional 5, em que os ditos meios de controle são controlados pela dita unidade de controle remoto 70.

[0032] O primeiro dispositivo 8 pode ser, por exemplo, um dispositivo de lançamento pneumático de paraquedas de emergência, como aquele descrito na patente EP-0716015. Em tal dispositivo, uma válvula de escape rápido é aberta por meio de um comando e libera um gás comprimido armazenado em um tanque pequeno equipado com uma pressão monométrica. O tanque contém ar, nitrogênio ou gases não inflamáveis. O escape do gás infla de modo instantâneo uma câmara de expansão, que, ao se estender, confere um movimento retilíneo em aceleração variável a um paraquedas que se desprende, apesar de permanecer limitado à estrutura de aeronave por meio de uma pluralidade de cabos.

[0033] De modo similar, o primeiro dispositivo 8 compreende um tanque 10 (Fig. 4) dentro do qual um fluido comprimido é armazenado em alta pressão (por exemplo, em uma pressão de mais de 16 MPa (160 bar)), em que o dito tanque 10 é dotado de uma válvula de escape rápido adaptada para ser ativada eletromecanicamente pelo dito comando de ativação S1 gerado pela unidade de controle adicional 5 no caso de falha da aeronave 1 ou no caso de uma emergência.

[0034] No caso de falha da aeronave 1 ou no caso de uma emergência, a dita válvula é configurada para liberar o dito fluido comprimido contido no tanque 10 dentro de uma câmara de expansão 11 que é dobrada similar a fole dentro do dito primeiro compartimento 12 da aeronave 1, por meio de um cano 24 com capacidade para suportar a pressão gerada. A câmara de expansão similar a fole 11 é adaptada para inflar rapidamente devido ao fato de que a alta pressão introduzida na mesma pelo tanque 10, assume o formato de um cone (ou de um tanque) para expelimento e a utilização da asa superior 9 (Fig. 5). O primeiro compartimento 12 é colocado na parte superior da aeronave 1 e compreende uma cobertura de fechamento 13 (Fig. 1) articulada ao quadro 2 de aeronave 1, em que a dita cobertura 13 é adaptada para abrir mediante o enviesamento de empuxo instantâneo do dentro da câmara de expansão 11.

[0035] Em particular, a dita asa superior 9 é produzida a partir de tecido ou outro material com propriedades flexíveis e, principalmente, consiste em duas superfícies em formato de cone semi-truncadas 14 com os dois vértices unidos (Figs. 6 a 8). Uma asa desse tipo é também conhecida com o nome de "asa Rogallo". A dita asa superior 9 é comprimida para um quadro 2 da aeronave 1 por meio de um par de cabos 15, que, por sua vez, se ramifica para fora de uma pluralidade de cabos 16 conectados à asa superior 9 ao longo de seu perímetro, em que a dita asa superior 9 também tensiona um cabo direcional 19 adaptado para conectar pelo menos um ponto do perímetro da asa superior 9 aos ditos meios de controle. Os meios de controle são adaptados para aplicar tração ao dito cabo direcional 19 por meio de um comando remoto recebido da unidade de controle remoto adicional 70, para deformar a estrutura da asa superior 9 e, dessa maneira, manobrar a mesma, como será explicado em maiores detalhes abaixo.

[0036] A montagem de voo secundária 4 compreende ainda uma asa inferior inflável 17 (Fig. 5) alojada em um segundo compartimento 25 da aeronave 1 e que é adaptado para ser também usado no caso de falha da aeronave 1, em que a dita asa inferior 17 está em comunicação de fluido com a câmara de expansão 11 através de um canal de saída 18; o segundo compartimento 25 está localizado abaixo do corpo central 21 da aeronave 1 e também compreende uma cobertura de fechamento 26 (Fig. 2). A asa inferior 17 é inflada por meio do fluido anteriormente usado para inflar a câmara de expansão 11. De fato, a câmara de expansão 11, após expelir a asa superior 9, contém o mesmo volume do fluido que o tanque 10 expandido em uma pressão inferior (por exemplo, em uma pressão de 0,2 MPa (2 bar)), em que o dito fluido flui em direção ao dito canal de saída 18 e infla a asa inferior 17 que, em razão do volume adquirido, abre a cobertura de fechamento 26 e é posicionada embaixo da aeronave 1 (Fig. 5).

[0037] A asa inferior 17 é conformada para cooperar com a asa superior 9 para a estabilidade da aeronave; dessa maneira, o piloto pode conduzir a manobra de modo apropriado. Em outras palavras, a asa inferior é conformada para cooperar com a asa superior 9 de modo a estabilizar o voo de aeronave. Por exemplo, a asa inferior 17 pode ter um tipo de formato de aerofólio padronizado definido pelo Comitê Consultivo Nacional para Aeronáuticas NACA. Ademais, a asa inferior 17 também atua como um airbag com capacidade de proteger a maior parte prejudicial da aeronave 1 de impactos com objetos ou pessoas.

[0038] No caso de falha da aeronave 1 ou no caso de uma emergência, a montagem de voo secundária 4 é, portanto, adaptada para ativar o dito primeiro dispositivo 8 para expelir a asa superior 9 e adaptada para inflar a dita asa inferior 17. Em particular, a unidade de controle adicional 5 é configurada para gerar o dito comando de ativação S1 quando, após comparar os dados recebidos da unidade de medição inercial adicional (pelo menos aceleração linear e angular e pressão ambiente) com esses valores-limite, a mesma reconhece uma condição de falha de aeronave 1, ou quando a resistência de sinal de rádio que coloca a aeronave 1 em comunicação com a unidade de controle remoto adicional 70 cai abaixo do valor-limite que identifica a condição de emergência; o dito comando de ativação S1 é também gerado quando uma falha é detectada na unidade de medição inercial adicional ou uma velocidade de rotação dos propulsores 3 excede o dito limite de segurança predefinido. A unidade de controle adicional 5 é configurada para gerar o dito comando de atuação S1 também quando a mesma recebe um comando de emergência da unidade de controle remoto 70.

[0039] Ao mesmo tempo que o comando de ativação S1, a unidade de controle adicional 5 é configurada para gerar o dito comando de interdição S2 da unidade de propulsão primária 23 adaptada para interromper a rotação dos propulsores 3, a fim de garantir que a asa superior expelida 9 não se torne emaranhada com os próprios propulsores 3.

[0040] A asa superior 9 e a asa inferior 17 são conformadas para gerar um giro contínuo da aeronave 1 (direto ou esquerdo), enquanto, por meio da tração remota do dito cabo direcional 19 é possível gerar uma condição de trajetória retilínea ou uma condição de giro na direção oposta em comparação com aquela imposta pela asa superior 9, modificando, dessa maneira, o formato da própria asa superior 9. É fácil de entender como os ditos meios de controle são fáceis de implantar devido ao fato de que os mesmos atuam em um único cabo (o cabo direcional 19); isso também significa maior segurança devido ao fato de que é mais difícil para um único cabo se tornar emaranhado com o restante da estrutura da asa superior 9 quando o mesmo opera.

[0041] A montagem de voo secundária 4 pode compreender um propulsor propulsivo adicional 20 (Fig. 9) também controlado pela unidade de controle remoto 70 e que opera em um plano perpendicular ao eixo geométrico de rolete da aeronave 1, em que o dito propulsor propulsivo adicional 20 gera um aumento na força de elevação, permitirá que a aeronave 1 continue a missão. A ação desse aumento de empuxo também produzirá um aumento adicional em estabilidade de manobra da aeronave 1, com a capacidade consequente de voar trajetórias na presença de variação forte ou ventos laterais.

[0042] Durante a operação, quando a unidade de controle detecta uma condição de falha de aeronave 1 ou uma emergência, um comando de atuação S1 é gerado ao mesmo tempo, adaptado para ativar o dito primeiro dispositivo 8 para expelir a asa superior 9 e inflar a asa inferior 17, e um comando de interdição S2 adaptado para parar a unidade de propulsão primária 23 da aeronave 1.

[0043] Como mencionado, a condição de falha é detectada ao comparar dados de voo e, em particular, magnitudes como pelo menos aceleração (linear e angular) e pressão ambiente, com valores-limite que identifica a condição de falha, ou a condição de emergência é detectada ao comparar a resistência de sinal de rádio com a unidade de controle remoto adicional 70 com o dito valor-limite que identifica a condição de emergência. Ademais, o dito comando de atuação S1 e comando de interdição S2 são gerados pela unidade de controle adicional 5 também no caso de comando de emergência, ou se falhas na unidade de medição inercial adicional ou sobrelimite de aeronave com condições de rotor forem detectadas.

[0044] A asa superior 9 é expelida em virtude da abertura da válvula para esvaziar rapidamente o tanque 10 que, ao liberar o fluido comprimido dentro da câmara de expansão 11 inicialmente dobrada dentro do primeiro compartimento 12, ocasiona isso ao se estender para abrir a cobertura 13 do primeiro compartimento 12 e confere um movimento retilíneo para a asa superior 9 que é acionada no ar, enquanto permanece limitada à aeronave 1 por meio do par de cabos 15 e suas extensões (cabos 16).

[0045] Após a expulsão da asa primária, em virtude do dito canal de saída 18, o volume de fluido contido dentro da câmara de expansão 11 flui em uma pressão inferior dentro da asa inferior 17, inflando, dessa maneira, a mesma (Fig. 5).

[0046] Uma vez que a montagem de fluido secundária 4 é ativada, a asa superior 9, junto com a asa inferior 17, gera um giro contínuo da aeronave 1 (para a direita ou esquerda), enquanto, por meio da unidade de controle remoto 70, será possível gerar uma condição de trajetória retilínea ou uma condição de giro na direção oposta em relação àquela imposta pela asa superior 9, modificando, dessa maneira, o formato da asa superior 9. Isso ocorre em virtude dos meios de controle que aplicam tração ao cabo direcional 19 para deformar a estrutura da asa superior 9, para que a aeronave 1 possa continuar a ser manobrada e continue a missão iniciada, independente da falha ou condição de emergência.

[0047] No caso de propulsor propulsivo adicional 20, novamente por meio da unidade de controle remoto adicional 70, é também possível aumentar a força de empuxo da aeronave 1 e, desse modo, sua capacidade de manobra, em virtude da montagem de voo secundária 4.

[0048] A aeronave 1 permanecerá perfeitamente manobrável em virtude da ação sinergética das ditas asas superior e inferior 9, 17, permitindo, dessa maneira, cooperação com uma possível falha da aeronave 1 ou uma emergência de maneira controlada, que seja absolutamente inofensiva para pessoas sob a aeronave 1, em que a própria aeronave 1 permanece perfeitamente controlável.

Claims (12)

1. Aeronave pilotada remotamente (1) que compreende uma unidade de propulsão primária (23) com pelo menos um motor adequado para colocar em rotação uma pluralidade de propulsores (3) e uma unidade de controle principal que compreende pelo menos um receptor configurado para receber comandos de uma unidade de controle remoto, em que a dita aeronave (1) é caracterizada por compreender uma montagem de voo secundária (4) adequada para intervir no caso de falha da aeronave (1) ou emergência, em que a dita montagem de voo secundária (4) é dotada de uma unidade de controle adicional (5) configurada para processar dados relevante para o voo e que inclui um receptor adicional (27) configurado para receber comandos de uma unidade de controle remoto adicional (70), que, no caso de falha ou emergência da dita unidade de controle adicional (5), é configurada para gerar, como uma resposta, um comando de ativação (S1) adequado para ativar um primeiro dispositivo (8) para a expulsão de uma asa superior (9) colocada em um primeiro compartimento (12) da aeronave (1) e para inflar uma asa inferior (17) alojada em um segundo compartimento (25) da aeronave (1), e também para gerar um comando de interdição (S2) da unidade de propulsão primária (23), em que a dita asa superior (9) é manobrável por meio da dita unidade de controle remoto adicional (70), em que a asa inferior (17) é conformada para cooperar com a asa superior (9) para a estabilidade da aeronave.

2. Aeronave (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a dita unidade de controle adicional (5) é dotada de uma pluralidade de sensores (6) para detectar uma série de magnitudes, dentre as quais pelo menos a aceleração linear e angular a qual é submetida a aeronave (1) e a pressão ambiente, em que a dita unidade de controle adicional (5) é configurada para comparar as ditas magnitudes com valores-limite que identificam uma condição de falha da aeronave (1) para o reconhecimento da última citada, e, como uma resposta, gerar o dito comando de ativação (S1) e comando de interdição (S2).

3. Aeronave (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a dita unidade de controle adicional (5) é configurada para monitorar a potência do sinal de rádio que conecta a aeronave (1) com a unidade de controle remoto adicional (70) e para comparar a dita potência do sinal de rádio com um valor-limite que identifica uma condição de emergência e, como uma resposta, gera o dito comando de ativação (S1) e comando de interdição (S2).

4. Aeronave (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a dita unidade de controle adicional (5) é configurada para reconhecer um comando de emergência por meio da dita unidade de controle remoto adicional (70), uma falha nos ditos sensores (6) ou uma velocidade de aeronave que excede um determinado limite de segurança e, como uma resposta, gera o dito comando de ativação (S1) e comando de interdição (S2).

5. Aeronave (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que o dito primeiro dispositivo (8) compreende um fole dobrado de câmara de expansão (11) dentro do dito primeiro compartimento (12) da aeronave (1) e conectado a um tanque (10) dentro do qual um fluido comprimido em alta pressão é armazenado, em que o dito tanque (10) é dotado de uma válvula de escape rápido adequada para ser ativada eletromecanicamente pelo dito controle de ativação (S1) gerado pela unidade de controle adicional (5), no caso de falha da aeronave (1) ou emergência, em que a dita válvula é configurada para liberar o dito fluido comprimido contido no tanque (10) dentro da dita câmara de expansão (11), em que a dita câmara de expansão (11) é adequada para inflar rapidamente devido à alta pressão introduzida na mesma do tanque (10), assumindo o formato de um cone ou cilindro para a expulsão e emprego da asa superior (9).

6. Aeronave (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a dita asa superior (9) é produzida a partir de tecido ou outro material com propriedades de flexibilidade e é principalmente composta de duas superfícies em formato de cone semi-truncadas (14) que são conectadas entre si, em que a dita asa superior (9) é conectada a um quadro (2) da aeronave (1) por meio de um par de cabos (15) que, por sua vez, se ramificam em uma pluralidade de cabos (16) conectados à asa superior (9) ao longo de seu perímetro, em que a dita asa superior (9) também fornece um cabo direcional (19) adequado para conectar a meios de controle pelo menos um ponto do perímetro da asa superior (9).

7. Aeronave (1), de acordo com a reivindicação 6, caracterizada pelo fato de que a dita asa superior (9) é manobrável pelos ditos meios de controle que são conectados à dita unidade de controle adicional (5), em que os ditos meios de controle são adequados para a tração do dito cabo direcional (19) para deformar a estrutura da asa superior (9) por comando remoto recebido da unidade de controle remoto adicional (70).

8. Aeronave (1), de acordo com a reivindicação 5, caracterizada pelo fato de que a dita asa inferior inflável (17) está em comunicação de fluido com a dita câmara de expansão (11) através de um canal de saída (18), em que a dita asa inferior (17) é inflada pelo fluido anteriormente usado para inflar a câmara de expansão (11).

9. Aeronave (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a dita asa inferior (17) tem um tipo de formato de aerofólio padronizado definido pela organização federal americana NACA.

10. Aeronave (1), de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelo fato de que a dita asa inferior (17) serve como um airbag adequado para proteger as partes mais nocivas da aeronave (1) contra impactos com objetos ou pessoas.

11. Aeronave (1), de acordo com a reivindicação 6, caracterizada pelo fato de que a dita asa superior (9) e asa inferior (17) são conformadas para gerar um giro contínuo da aeronave (1), para a direita ou esquerda, enquanto por tração remota do dito cabo direcional (19) é possível gerar uma condição de trajetória retilínea ou uma condição de giro na direção oposta em comparação com aquela imposta pela asa superior (9).

12. Aeronave (1), de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelo fato de que a montagem de voo secundária (4) compreende um propulsor propulsivo adicional (20) também controlado pela unidade de controle remoto (70) e que opera em um plano que é perpendicular ao eixo geométrico de rolete da aeronave (1), em que o dito propulsor propulsivo adicional (20) gera ainda um aumento da força de elevação.