BR112020005611B1

BR112020005611B1 - Aeronave de decolagem e pouso vertical vtol elétrica

Info

Publication number: BR112020005611B1
Application number: BR112020005611-1A
Authority: BR
Inventors: Moore Andrew Dudley
Original assignee: AMSL Innovations Pty Ltd
Priority date: 2017-09-22
Filing date: 2018-09-06
Publication date: 2024-03-05
Also published as: JP7174054B2; BR112020005611A2; CN111225853A; AU2020230338B2; RU2020110832A; IL273314A; AU2018337666A1; EP3684687A1; KR20200057058A; NZ762345A; PH12020500508A1; SG11202002180RA; KR102627026B1; RU2020110837A; AU2018337666B2; CN111247066B; JP7457175B2; NZ762347A; JP2023058697A; RU2020110837A3

Abstract

"sistema de atuação de inclinação da asa para aeronave de decolagem e pouso vertical (vtol) elétrica. a presente invenção se refere a uma aeronave de decolagem e pouso vertical (vtol) (10) que inclui uma fuselagem e primeira e segunda asas de enflechamento para frente (20, 22), cada qual (20, 22) com um bordo de ataque fixo e uma superfície de controle de fuga (50) que pivotam sobre um eixo de pivotamento geralmente horizontal. a aeronave (10) inclui primeiro e segundo motores elétricos (60), cada qual com rotores (70), os rotores elétricos (70) pivotando com a superfície de controle de fuga (50) entre uma primeira posição, na qual cada rotor (70) tem um eixo de rotação geralmente vertical, e uma segunda posição, na qual cada rotor (70) tem um eixo de rotação geralmente horizontal, um sistema de controle (90) é configurado para operação seletiva do primeiro motor elétrico (60) e do segundo motor elétrico (60), em diferentes velocidades de rotação, para gerar um momento de giro de modo a pivotar a superfície de controle (50) em torno do eixo de pivotamento (33).

Description

Campo Técnico

[0001] Sistema de atuação de inclinação da asa para aeronave de decolagem e pouso vertical (VTOL) elétrica. Em particular, a presente invenção se refere a um sistema e um mecanismo de atuação de inclinação da asa para aeronave VTOL elétrica, tendo aplicações para transporte de passageiros e/ou uso militar.

Fundamentos da Invenção

[0002] As aeronaves VTOL são capazes de decolar e pousar verticalmente, ou em algum ângulo próximo à vertical. Este estilo de aeronave inclui helicópteros e algumas aeronaves de asa fixa, frequentemente utilizados para aplicações militares. Como benefício, a aeronave VTOL permite decolagem e pouso em espaços limitados, dispensando a necessidade de uma grande pista de pouso e decolagem, permitindo decolagem e pouso em pequenos espaços, como em conveses de embarcações e helipontos em edifícios e outras estruturas.

[0003] Os helicópteros constituem um estilo de aeronave cuja(o) ascensão e empuxo são providos por rotores. Existem várias questões associadas aos helicópteros, que podem ser problemáticas em algumas aplicações, como os altos níveis de produção de ruído. Outra desvantagem associada aos helicópteros diz respeito ao projeto do rotor, que é um item crítico para o voo. Geralmente, não existe nenhuma redundância no projeto, significando que a operação do (ou de cada) rotor é crítica. Esta ausência de redundância dita a aplicação de grandes fatores de segurança para todos os componentes do rotor e do trem de propulsão, que se soma ao peso e ao custo de fabricação dos helicópteros.

[0004] As aeronaves elétricas despertam crescente interesse por vários motivos comerciais e de segurança. Em anos recentes, tem havido um grande desenvolvimento em relação às tecnologias de drones, que geralmente utilizam uma pluralidade de rotores elétricos espaçados em torno de um diâmetro de círculo de passo. Os drones geralmente operam com os rotores elétricos girando sobre um eixo, que geralmente é vertical.

[0005] Apesar de os drones estarem se tornando comercialmente viáveis para entrega de cargas úteis de pequenas dimensões, eles geralmente estão limitados a velocidades de voo relativamente baixas, por conta do eixo vertical de giro dos rotores. Além disso, eles tendem a ter alcances de deslocamento razoavelmente curtos por causa da carga da bateria.

[0006] As aeronaves de asa inclinável estão disponíveis e geralmente operam com base no princípio de um eixo propulsor vertical para decolagem e pouso, e as asas são configuradas para inclinação entre uma configuração na qual os propulsores têm eixos verticais para decolagem e pouso, e uma configuração na qual os propulsores têm eixos horizontais para voo avante.

[0007] O arranjo de asa inclinável observado acima oferece a vantagem de decolagem e pouso em áreas com espaço livre limitado, como em porta-aviões e helipontos. Além disso, a aeronave com asa inclinável pode proporcionar velocidade de voo comparável àquela das aeronaves de asa fixa propelidas por meios convencionais.

[0008] A aeronave com asa inclinável tem geralmente motores elétricos ou motores com turbina a gás, que aciona propulsores de hélices ou ventiladores confinados diretamente montados sobre a asa. Toda a asa gira entre a posição vertical e a posição horizontal para inclinar o vetor de empuxo da vertical para a horizontal e retornar.

[0009] Por definição, a “linha de empuxo”, também mencionada como “vetor de empuxo”, é a força de empuxo do propulsor da hélice, sendo aproximadamente a mesma que o eixo de rotação do propulsor. A “linha de articulação” é o eixo de giro da articulação.

[0010] Há várias desvantagens inerentes às aeronaves com asa inclinável existentes. Uma delas diz respeito aos atuadores e rolamentos, ou outros mecanismos do tipo, necessários para controlar o ângulo de inclinação da asa entre a configuração de decolagem /pouso e a configura de voo avante. Os atuadores poderão também servir para travar a asa na inclinação desejada durante o voo avante. No entanto, na prática, os atuadores e os rolamentos acrescentam peso significativo à aeronave. Isto resulta em redução da quantidade de carga útil, como pessoas ou cargas, que pode ser transportada. Além disso, por causa da natureza crítica do sistema e dos rolamentos de atuação de inclinação da asa, este conjunto deverá ser projetado com grau de redundância suficiente para reduzir o risco de falha catastrófica.

[0011] Um jato VTOL elétrico está sendo desenvolvido e testado atualmente pela Lilium Aviation, sob a marca Lilium Jet™. Este protótipo se destina a ser uma aeronave de transporte regional para dois passageiros, com duas asas, e cerca de 36 motores elétricos.

[0012] Uma desvantagem da aeronave tipo Lilium Jet™ diz respeito aos motores elétricos, que são do tipo ventilador confinado. Este arranjo tem alto consumo de energia, resultando em menor alcance de voo possível para uma determinada capacidade de bateria.

[0013] Além disso, os ventiladores confinados somente podem ser operados para decolagem e pouso sobre superfícies pavimentadas, como em helipontos e pistas de pouso e decolagem. Esta condição limita a utilidade da aeronave e impede sua operação durante decolagem e pouso sobre superfícies não pavimentadas, como em parques, campos e jardins. Para aplicações militares, esta condição é indesejável, e não atende a pousos improvisados em locais remotos.

[0014] Outra aeronave VTOL conceitual é a S2 electric™ da Joby Aviation. Este projeto conta com asas fixas com uma pluralidade de motores elétricos, preferivelmente quatro, montados em cada asa. Quatro motores adicionais são montados no estabilizador traseiro ou na cauda. Uma desvantagem dessa aeronave conceitual é que cada motor elétrico é atuado de forma independente, requerendo um atuador separado para cada motor. Como observado acima, isto requer peso adicional significativo para o sistema dos motores de atuação.

[0015] Outra aeronave VTOL conceitual é o sistema de rotor inclinável ElectronFlight™. Este sistema conta com duas asas fixas dotadas de motores de eixo vertical permanentemente montados nos lados de ataque e fuga de cada asa. Além disso, uma parte externa de cada asa tem um painel de pivotamento sobre o qual dois rotores são montados. Os rotores são atuados por empuxo diferencial, que dispensa um sistema de atuação dedicado.

Objeto da Invenção

[0016] A presente invenção tem como um objeto superar substancialmente ou, no mínimo, melhorar uma ou mais das desvantagens acima, ou oferecer uma alternativa útil.

Resumo da Invenção

[0017] Em um primeiro aspecto, a presente invenção apresenta uma aeronave de decolagem e pouso vertical (VTOL) compreendendo: uma fuselagem; primeira e segunda asas dianteiras montadas em lados opostos da fuselagem, cada qual com um bordo de ataque fixo e uma superfície de controle de fuga, que pivota sobre um eixo de pivotamento geralmente horizontal; primeiro e segundo motores elétricos, cada qual provido de rotores, com os motores montados em cada asa, os motores elétricos e os rotores pivotando com a superfície de controle de fuga entre uma primeira posição na qual cada rotor tem um eixo de rotação geralmente vertical, e uma segunda posição na qual cada rotor tem um eixo de rotação geralmente horizontal, um sistema de controle de cada motor elétrico; onde o sistema de controle é configurado para operação seletiva do primeiro motor elétrico e rotor e do segundo motor elétrico e rotor em diferentes velocidades de rotação de modo a gerar um momento de giro para pivotar a superfície de controle sobre o eixo de pivotamento.

[0018] Uma linha de empuxo do primeiro motor elétrico e rotor se desloca preferencialmente de forma angular em relação à uma linha de empuxo do segundo motor elétrico e rotor.

[0019] O primeiro motor elétrico e rotor preferencialmente estão posicionados sobre a superfície de controle, e o segundo motor elétrico e rotor estão posicionados abaixo da superfície de controle, de modo que uma linha de empuxo do primeiro motor elétrico e rotor fica geralmente paralela e deslocada em relação a uma linha de empuxo do segundo motor elétrico e rotor.

[0020] O primeiro motor elétrico é preferencialmente operado pelo sistema de controle em uma velocidade de rotação mais alta que a do segundo motor elétrico, em resposta a um comando de movimentação da superfície de controle entre a primeira e a segunda posições, além disso, onde o primeiro motor elétrico é preferencialmente operado pelo sistema de controle em uma velocidade de rotação mais baixa que a do segundo motor elétrico, em resposta a um comando de movimentação da superfície de controle entre a segunda e a primeira posições.

[0021] Em uma forma de realização, cada asa tem no mínimo dois motores elétricos, cada qual com rotores, os motores elétricos e rotores estando dispostos em pares com linhas de empuxo que cancelam qualquer momento de giro quando o par de motores elétricos e rotores giram em taxas de rotação geralmente iguais.

[0022] Em uma forma de realização, cada asa tem dois rotores, com atuadores menores para proporcionar redundância.

[0023] Em um modo de voo estacionário, o sistema de controle é preferencialmente configurado para girar cada motor e rotor em uma velocidade adequada para gerar uma força de empuxo combinada de todos os motores elétricos e rotores igual à massa total da aeronave e carga útil multiplicada pela aceleração gravitacional.

[0024] A aeronave de decolagem e pouso vertical (VTOL) também inclui preferencialmente um freio, um pequeno atuador ou um dispositivo de fixação para prender a superfície de controle na primeira e na segunda posições desejadas.

[0025] Freio, pequeno atuador ou dispositivo de fixação são preferencialmente operados pelos sistemas de controle.

[0026] A aeronave de decolagem e pouso vertical (VTOL) também compreende preferencialmente primeira e segunda asas traseiras montadas em lados opostos da fuselagem, onde uma porção distal de cada asa dianteira, mais afastada da fuselagem, se conecta a uma porção distal da asa traseira adjacente com um membro de conexão, definindo uma estrutura de asa em caixa.

[0027] Em um segundo aspecto, a presente invenção apresenta uma aeronave de decolagem e pouso vertical (VTOL) compreendendo: uma fuselagem; primeira e segunda asas dianteiras, montadas em lados opostos da fuselagem, cada qual com um bordo de ataque fixo e uma superfície de controle de fuga, que pivota sobre um eixo de pivotamento geralmente horizontal; um primeiro motor elétrico com um primeiro propulsor da hélice de passo variável, um segundo motor elétrico com segundo um propulsor da hélice de passo variável, o primeiro e o segundo motores estando montados em cada asa, com primeiro e segundo propulsores da hélice de passo variável pivotando com a superfície de controle de fuga entre uma primeira posição na qual cada propulsor tem um eixo de rotação geralmente vertical, e uma segunda posição na qual cada propulsor tem um eixo de rotação geralmente horizontal, um sistema de controle da velocidade de rotação e/ou do passo das pás de cada propulsor da hélice de passo variável; onde o sistema de controle é configurado para mudar o passo do primeiro propulsor em relação ao segundo propulsor de modo a gerar um momento de giro para pivotar a superfície de controle sobre o eixo de pivotamento.

[0028] Os motores elétricos são preferencialmente de tipo CC sem escovas, que variam a velocidade em resposta à mudança de frequência de chaveamento dos controladores eletrônicos de velocidade do sistema de controle.

Breve Descrição dos Desenhos

[0029] Uma forma de realização preferencial da invenção será agora descrita por meio de um exemplo específico em referência aos desenhos acompanhantes, nos quais:

[0030] A Fig. 1 é um diagrama esquemático ilustrando a aeronave de decolagem e pouso vertical (VTOL) da presente invenção na configuração de decolagem e pouso;

[0031] A Fig. 2 é um diagrama esquemático ilustrando a aeronave VTOL da Fig. 1 em uma segunda configuração de voo avante;

[0032] A Fig. 3 é um diagrama esquemático mostrando a disposição de montagem de um motor elétrico em uma asa da aeronave das Figuras 1 e 2 em uma posição de rotor (decolagem e pouso) vertical;

[0033] A Fig. 4 é uma vista esquemática adicional da disposição da Fig. 3 com o rotor em posição parcialmente inclinada;

[0034] A Fig. 5 é uma vista esquemática adicional da disposição da Fig. 3 com o rotor em posição ainda mais inclinada;

[0035] A Fig. 6 é uma vista esquemática adicional da disposição da Fig. 3 com o rotor em posição (voo avante) horizontal;

[0036] A Fig. 7 é uma vista em perspectiva ilustrando uma forma de realização adicional da aeronave VTOL;

[0037] A Fig. 8 é uma vista lateral da disposição das asas da Fig. 7;

[0038] A Fig. 9 é uma vista de topo da disposição das asas da Fig. 7;

[0039] A Fig. 10 é uma vista em perspectiva da disposição das asas da Fig. 7, com as pás dos rotores recolhidas;

[0040] A Fig. 11A é uma vista esquemática lateral mostrando uma disposição de montagem de um motor elétrico em uma asa da aeronave em qualquer uma das Figuras 7 a 10 com o rotor na posição (voo avante) horizontal;

[0041] A Fig. 11B é uma vista em perspectiva da disposição de montagem das asas da Fig. 11A;

[0042] A Fig. 11C é uma vista esquemática lateral mostrando uma disposição de montagem de um motor elétrico em uma asa da aeronave em qualquer uma das Figuras 7 a 10 com o rotor em uma posição (decolagem e pouso) vertical;

[0043] A Fig. 11D é uma vista em perspectiva da disposição de montagem da Fig. 11C;

[0044] As Figuras 12A a 12D são vistas em corte esquemáticas ilustrando a transição entre as posições vertical e horizontal da disposição das asas da aeronave em qualquer uma das Figuras 7 a 11;

[0045] A Fig. 13 é uma vista esquemática da disposição de montagem dos motores elétricos de qualquer uma da primeira e segunda formas de realização;

[0046] A Fig. 14 é uma vista em perspectiva de uma aeronave de decolagem e pouso vertical (VTOL) com oito rotores da presente invenção em uma configuração de decolagem e pouso; e

[0047] A Fig. 15 é uma vista em perspectiva de uma aeronave de decolagem e pouso vertical (VTOL) com oito rotores da presente invenção em uma configuração de voo avante.

Descrição Detalhada das Formas de Realização Preferenciais

[0048] Uma aeronave de decolagem e pouso vertical (VTOL) 10 é revelada. Na forma de realização preferencial, conforme ilustrada nos desenhos, há dois pares de asas. A saber, as asas dianteiras 20, 22 e as asas traseiras 30, 32. Cada uma das asas dianteiras 20, 22 se conecta em uma região lateralmente oposta da fuselagem 24. De forma similar, cada uma das asas traseiras 30, 32 se conecta em uma região lateralmente oposta da fuselagem 24. Na forma de realização mostrada nos desenhos, a aeronave 10 é ilustrada como uma aeronave de um assento 10. No entanto, formas de realização com vários assentos são contempladas.

[0049] Na forma de realização mostrada nos desenhos, as porções distais das asas dianteiras 20, 22 e das asas traseiras 30, 32 são conectadas, de modo que dois pares de asas 20, 22, 30, 32 definem uma asa em caixa ou uma estrutura de asa fechada.

[0050] Em outra forma de realização (não mostrada), as asas dianteiras 20, 22 e as asas traseiras 30, 32 podem ser asas amarradas com tirante, conectadas a barras ou tirantes de amarração. Uma asa amarrada com tirante é geralmente mais leve que uma asa em balanço convencional.

[0051] Apesar de a aeronave 10 aqui descrita ser uma aeronave tipo asa em caixa ou amarrada com tirante 10, o perito na arte apreciará o fato de que a aeronave 10 pode ser uma aeronave de asa em balanço convencional, na qual as asas dianteiras 20, 22 e as asas traseiras 30, 32 são separadas e não interconectadas. Além disso, a aeronave 10 pode ter somente um único par de asas.

[0052] Em referência às Figuras, as asas dianteiras 20, 22 e as asas traseiras 30, 32 são separadas verticalmente.

[0053] Conforme ilustrado na Fig. 2, a porção da ponta 40 das asas traseiras 30, 32 se estende para baixo e para trás. Esta porção da ponta da asa, ou aleta de extremidade 40, ajuda a reduzir os vórtices na ponta da asa.

[0054] Mais uma vez em referência à Fig. 2, um lado proximal de cada aleta de extremidade 40 se conecta ao membro de conexão 42, que se une à asa dianteira 20 e à asa traseira 30. Um membro de conexão adicional 42 une a asa dianteira 22 e a asa traseira 32 no lado oposto da fuselagem.

[0055] Cada uma das asas dianteiras 20, 22 e asas traseiras 30, 32 tem um bordo de ataque fixo 25, 35. O bordo de ataque fixo 25, 35 apresenta um perfil curvo, na forma de uma parte de um aerofólio. O bordo de ataque não gira, ou se move, de qualquer outra forma.

[0056] Na lateral de fuga de cada bordo de ataque fixo 25, 35, as asas dianteiras 20, 22 e/ou as asas traseiras 30, 32 têm um aileron montado de forma pivotada ou superfície de controle 50. Cada superfície de controle 50 pivota entre uma configuração geralmente vertical para decolagem e pouso (conforme ilustrado na Fig. 11C, 11D) e uma configuração geralmente horizontal para voo avante (conforme ilustrado na Fig. 11A, 11B).

[0057] A superfície de controle 50 pode ser uma superfície única se estendendo continuamente ao longo de todo o comprimento da asa 20, 22, 30, 32. Como alternativa, cada asa 20, 22, 30, 32, pode ter uma ou mais superfícies de controle 50 de pivotamento independente de modo que as superfícies de controle 50 sejam capazes de pivotar sobre o bordo de ataque 25, 35, independente das outras superfícies de controle 50.

[0058] A aeronave de decolagem e pouso vertical (VTOL) 10 inclui uma pluralidade de motores elétricos 60. Cada motor 60 tem um propulsor da hélice ou rotor 70. Como ilustrado nas Figuras, a porção do corpo 62 de cada motor 60 é montada adjacente à superfície superior ou superfície inferior da superfície de controle móvel 50, geralmente na frente do bordo de ataque fixo 25, 35. A superfície de controle 50 é capaz de girar em uma faixa aproximada entre 80 e 100 graus, e preferencialmente em aproximadamente 90 graus tanto para o modo de voo horizontal (Fig. 2) com para o modo de voo vertical (Fig. 1).

[0059] Os motores 60 podem ser montados suficientemente à frente do bordo de ataque fixo 25, 35 de modo que as pás dos rotores possam dobrar para trás e permanecerem liberadas da estrutura da asa.

[0060] Existem dois arranjos de montagem possíveis para os motores 60 e a superfície de controle 50: a) Cada motor 60 pode se conectar de forma pivotada em um dos bordos de ataque fixos 25, 35, e a superfície de controle 50 é fixada na porção do corpo 62 do motor 60 (por ex. Fig. 11C); ou b) A superfície de controle 50 pode se conectar de forma pivotada em um dos bordos de ataque fixos 25, 35, e a superfície de controle é fixada na porção do corpo 62 do motor 60.

[0061] Cada um dos motores elétricos 60 pivota sobre o bordo de ataque 25, 35 com as superfícies de controle 50 entre uma primeira posição na qual o rotor de cada motor 60 tem um eixo de rotação geralmente vertical, e uma segunda posição na qual cada rotor de cada motor 60 tem um eixo de rotação geralmente horizontal.

[0062] Na forma de realização ilustrada nas Figuras 1 a 6, no mínimo, uma das asas 20, 22, 30, 32 tem primeiro e segundo motores 60 que são deslocados um em relação ao outro sobre um plano passando através da superfície de controle 50. Na forma de realização mostrada nos desenhos, isto é obtido posicionando os motores 60 nos lados opostos superior e inferior da asa 20, 22, 30, 32. Na forma de realização ilustrada nas Figuras 1 - 6, cada asa tem quatro motores elétricos 60. A saber, dois motores elétricos 60 montados em cima da asa 20, 22, 30, 32 e dois motores elétricos montados embaixo da asa 20, 22, 30, 32, em configuração alternada. No entanto, na forma de realização ilustrada nas Figuras 14 e 15, cada asa tem dois motores elétricos 60.

[0063] Os motores elétricos 60 e seus suportes (pylons) são montados cada qual na superfície de controle de pivotamento 50. Todos os motores giram sobre um ponto de articulação 33. Os quatro motores 60 são montados com diferentes linhas de empuxo. Em particular, dois dos motores 60 têm uma linha de empuxo que tende a girar a superfície de controle 50 horizontalmente, e os outros dois motores têm uma linha de empuxo que tende a girar a asa 20, 22, 30, 32 verticalmente. Quando todos os quatro motores 60 operam em concordância, os momentos se cancelam e a estabilização é alcançada no modo de voo vertical.

[0064] A sequência de ajuste das asas, ilustrada nas Figuras 3 a 6, mostra a mudança na inclinação dos motores 60 e da superfície de controle 50 na transição entre a posição da asa na decolagem e a posição da asa no voo avante. Como mostrado nessas Figuras, os bordos de ataque 25, 35 ficam estacionários e não pivotam. Em contraste, os motores 60 e as superfícies de controle 50 pivotam em concordância.

[0065] Em relação à Fig. 6, quando a asa alcança a posição final horizontal, para o voo avante, o acoplamento entre os bordos de ataque 25, 35 e as superfícies de controle 50 evita o pivotamento posterior da asa 20, 22, 30, 32. Isto ocorre porque a asa 20, 22, 30, 32 e a superfície de controle 50 têm superfícies de acoplamento complementares.

[0066] Uma segunda forma de realização da invenção é mostrada nas Figuras 7 a 10. Nesta forma de realização, os quatro motores 60 são montados cada qual embaixo das asas 20, 22, 30, 32. Em particular, cada motor 60 é fixado de forma articulada em uma posição embaixo da asa 20, 22, 30, 32, que pode ser usada para criar uma abertura no bordo de ataque 72, que aumenta ainda mais o coeficiente de ascensão e reduz a turbulência (buffet) em grandes ângulos de inclinação, durante a descida.

[0067] A abertura do bordo de ataque 72 é a lacuna entre os bordos de ataque 25, 35 e a superfície de controle de inclinação 50. A abertura 72 pode ser vista nas Figuras 3, 4 e 5 e se encontra na posição fechada na figura 6. Ela também pode ser vista na Fig. 11A.

[0068] Em relação à Fig. 8, nesse arranjo, os eixos de rotação dos motores não são paralelos. Em particular, cada motor ímpar 60 tem um eixo de rotação XX que se inclina para baixo em relação à superfície de controle 50, e cada motor par 60 tem um eixo de rotação YY que é inclinado para cima em relação à superfície de controle. Desse modo, dois dos motores 60 têm uma linha de empuxo que tende a girar a superfície de controle 50 no sentido horário, e os outros dois motores têm uma linha de empuxo que tende a girar a superfície de controle 50 no sentido anti-horário. Quando todos os quatro motores 60 operam em concordância, os momentos se cancelam e a estabilização é alcançada no modo de voo vertical.

[0069] A aeronave 10 fornece alimentação elétrica regulada separadamente para cada motor 60. Isto permite o fornecimento de uma tensão diferente para cada motor e, desse modo, é possível gerar uma saída de potência variável seletivamente por cada motor de modo a alcançar as condições de voo desejadas, como virar para a esquerda e para a direita.

[0070] Além disso, a alimentação elétrica independente dos motores 60 permite sua utilização para inclinar a superfície de controle 50 localizada nos bordos de fuga das asas 20, 22, 30, 32.

[0071] As Figuras 11A a 11D são vistas esquemáticas de um motor 60 montado no lado inferior das asas 20, 22, 30, 32. Uma placa de articulação 28 se conecta ao bordo de ataque fixo 25, 35 e se estende para baixo. O motor 60 é conectado de forma pivotada na placa de articulação 28, no ponto de articulação 33. O propulsor da hélice 70 e a estrutura de suporte (pylon) se fixam na superfície de controle, que gira sobre o ponto de articulação 33.

[0072] Nessa forma de realização, com os motores 60 montados no lado inferior das asas, a sequência de ajustes das asas, ilustrada nas Figuras 11A a 11D, mostra a mudança de inclinação dos motores 60 e das superfícies de controle 50 na transição entre a posição da asa na decolagem vertical e a posição da asa no voo avante horizontal. Da mesma maneira que na primeira forma de realização, os bordos de ataque 25, 35 ficam estacionários e não pivotam, e os motores 60 e as superfícies de controle 50 pivotam em concordância.

[0073] As Figuras 12A a 12D são vistas em corte esquemático ilustrando a transição entre as posições vertical e horizontal da disposição das asas em qualquer uma das Figuras 7 a 11D. As Figuras 12A a 12D também mostram que as linhas de empuxo dos motores adjacentes em cada asa não são paralelas, resultando no momento sobre o ponto de articulação 33, que pode ser utilizado seletivamente para girar as superfícies de controle 50.

[0074] Nas formas de realização preferenciais ilustradas nos desenhos, há dois ou quatro motores 60 montados em cada asa 20, 22, 30, 32. No entanto, motores adicionais 60 podem ser montados na aeronave 10, por exemplo, sobre as asas 20, 22, 30, 32, no nariz da fuselagem ou nos membros de conexão das asas 42.

[0075] Em uma forma de realização, o mecanismo de articulação pode se integrar à estrutura de encapsulamento do motor, reduzindo ainda mais o peso estrutural. Uma melhoria adicional possível é que quando existem vários encapsulamentos de motores, com cada um deles abrigando um rolamento de articulação.

[0076] Em relação à Fig. 10, as pás do rotor 70 dos motores 60 podem dobrar para baixo quando não usadas. Além disso, algumas das pás dos rotores 70 podem dobrar para baixo e para trás quando em modo de voo avante, pois, nesse caso, esse modo de voo exige normalmente menor potência de propulsão quando comparado ao modo de decolagem e pouso.

[0077] A aeronave de asas inclináveis convencional requer um atuador para inclinar a asa. Em contraste, as formas de realização da aeronave VTOL 10, aqui reveladas, utilizam o empuxo do motor para girar as superfícies de controle 50. Isto é obtido tendo os motores montados em ambos os lados do eixo de inclinação das asas (isto é, acima e abaixo da asa), ou alternativamente, tendo alguns motores inclinados angularmente em relação aos outros motores para obter linhas de empuxo de deslocamento angular, como mostrado na Fig. 7. A operação será descrita a seguir.

[0078] Os motores 60 são preferencialmente do tipo CC sem escovas, que variam a velocidade com a variação da frequência de chaveamento. Esta frequência de chaveamento é controlada por controladores eletrônicos de velocidade (ESC) no sistema de controle 90. Na realidade, os motores 60 são do tipo CA com ímã permanente, porém a entrada do ESC é CC, de modo que eles são comumente mencionados como CC sem escovas. A operação do motor 60 ocorre de tal modo que a entrada de frequência mais alta do ESC resulta em maior velocidade do propulsor da hélice, e a entrada de frequência mais baixa do ESC resulta em menor velocidade do propulsor da hélice.

[0079] Na prática, se a frequência de chaveamento é igual, os momentos serão balanceados.

Primeira forma de realização - motores montados em cima e embaixo das asas

[0080] Em referência à forma de realização ilustrada nas Figuras 1 a 6, ao aumentar a velocidade de rotação dos motores elétricos 60, posicionados acima das superfícies de controle 50 da asa, o sistema de controle será capaz de aumentar o empuxo produzido pelos propulsores superiores 70. Simultaneamente, a redução da velocidade dos motores 60, posicionados abaixo das superfícies de controle 50 da asa, reduz o empuxo produzido pelos propulsores inferiores 70. O resultado é um momento de giro que rotaciona as superfícies de controle 50 para o modo de voo avante, geralmente horizontal.

[0081] Em contraste, ao reduzir a velocidade dos motores elétricos 60, posicionados acima das superfícies de controle 50 da asa, e aumentar a velocidade dos motores elétricos 60, posicionados abaixo das superfícies de controle 50 das asas, o resultado será um momento de giro que rotaciona as superfícies de controle 50 para a configuração vertical (decolagem e pouso).

[0082] Os motores 60 são controlados com a utilização de algoritmos no software de controle, que garantem que a saída de potência total de todos os motores 60 naquele segmento das asa produza o empuxo total necessário para um voo estável, ainda permitindo a inclinação da asa da posição vertical para a horizontal, e de volta, conforme comandado.

[0083] Um dispositivo de freio ou fixação ou um pequeno atuador é utilizado para manter as superfícies de controle 50 na configuração vertical ou horizontal desejada.

Segunda forma de realização - motores montados com deslocamento do vetor de empuxo angular

[0084] Em referência à forma de realização ilustrada nas Figuras 7 a 13, ao aumentar a velocidade de rotação dos motores elétricos 60 com as linhas de empuxo inclinadas para baixo XX, o sistema de controle será capaz de aumentar o empuxo produzido pelos propulsores superiores 70. Simultaneamente, ao reduzir a velocidade dos dois motores 60 com as linhas de empuxo inclinadas para cima YY, o sistema de controle será capaz de reduzir o empuxo produzido por aqueles propulsores 70. O resultado é um momento de giro que rotaciona as superfícies de controle 50 para o modo de voo avante, geralmente horizontal.

[0085] Em contraste, ao reduzir a velocidade dos motores elétricos 60 com as linhas de empuxo inclinadas para baixo XX, e aumentar a velocidade dos motores elétricos 60 com as linhas de empuxo inclinadas para cima YY, o resultado será um momento de giro que rotaciona as superfícies de controle 50 para a configuração vertical (decolagem e pouso).

[0086] Uma forma de realização adicional da aeronave 10 tem 4, 6 ou 2n (n=1,2,3,4 .... ) motores 60 por superfície de controle 50 de modo que o mecanismo de inclinação tenha redundância, e a falha de qualquer motor individual não impeça a rotação da asa.

[0087] Vantajosamente, as formas de realização da aeronave 10 eliminam a necessidade de atuadores grandes ou pesados para girar a asa de uma aeronave com configuração de asa inclinável 10. Existe também uma potencial redução no número de componentes, aumentando, portanto, a confiabilidade do sistema.

[0088] Um exemplo será descrito a seguir. Em referência às Figuras 7 e 13, a forma de realização mostrada tem quatro motores 60 por asa 20, 22, 30, 32, e dezesseis motores 60 no total. T1 = Empuxo do propulsor da hélice e do motor 1 (P1) T2 = Empuxo do propulsor da hélice e do motor 2 (P2) Tn = Empuxo do propulsor da hélice e do motor n (Pn) T16 = Empuxo do propulsor da hélice e do motor 16 (P16)

[0089] Quando os motores 60 estiverem na configuração de eixo vertical (por exemplo, Fig. 12A), o empuxo total de voo estacionário é = T1+ T2 + T3 + + T16

[0090] Para voo estacionário balanceado, Peso = massa * g (aceleração da gravidade) W = T1+ T2 + T3 + + T16

[0091] O empuxo gerado por cada motor 60 pode ser mudado pelo sistema de controle, aumentando ou diminuindo a velocidade de cada propulsor da hélice 70, como resultado do envio de um sinal do Controlador Eletrônico de Velocidade do Motor (ESC), que aumenta ou diminui a velocidade de rotação do motor 60. Alternativamente, propulsores de passo variável podem ser utilizados e o empuxo irá mudar com a variação do passo no propulsor. Empuxo na Asa 1 = Tw1= T1+ T2 + T3 + T4 Empuxo na Asa 2 = Tw2= T5+ T6 + T7 + T8 Empuxo na Asa 3 = Tw3= T9+ T10 + T11 + T12 Empuxo na Asa 4 = Tw4= T13+ T14 + T15 + T16 Em voo estacionário: W = Tw1+ Tw2 + Tw3 + Tw4

[0092] Ao utilizar algoritmos convencionais de estabilização de vários motores, a velocidade de cada motor 60 varia para estabilizar contra perturbações e o empuxo diferencial é usado para arfagem e giro (pitch and roll) da aeronave 10.

[0093] No modo de voo estacionário, as asas 20, 22, 30 e 32 podem ficar livres ou fixadas utilizando outro mecanismo.

[0094] Vantajosamente, a aeronave 10 permite menores rolamentos de articulação distribuídos para cada motor 60, que podem ser redundantes e com um diâmetro muito menor (portanto mais leves).

[0095] A invenção pode fornecer um bordo de ataque com abertura, reduzindo drasticamente a turbulência experimentada pela aeronave de asas inclináveis durante a descida.

[0096] Motores elétricos adicionais (não mostrados) podem ser montados em outras estruturas que não as asas, como a fuselagem, para gerar força de ascensão e/ou velocidade avante adicionais.

[0097] Vantajosamente, uma estrutura de asa em caixa é mais eficiente aerodinamicamente em comparação a uma asa convencional de mesmo tamanho, podendo ser mais eficiente estruturalmente (portanto, mais leve).

[0098] Vantajosamente, a estrutura de asa em caixa proporciona rigidez adicional.

[0099] Vantajosamente, a aeronave 10 reduz o peso dos rolamentos e da estrutura de inclinação necessários quando comparada a uma aeronave de asa inclinável convencional. Isto se deve ao fato de que uma asa inclinável convencional requer um par de rolamentos maiores (um em cada lado da fuselagem da aeronave) com a estrutura rígida que gira.

[00100] Apesar de a invenção ter sido descrita em relação a exemplos específicos, o perito na arte apreciará o fato de que a invenção pode ter muitas outras formas de realização.

Claims

1. AERONAVE DE DECOLAGEM E POUSO VERTICAL - VTOL - ELÉTRICA, compreendendo: uma fuselagem (24); primeira e segunda asas dianteiras (20, 22) montadas em lados opostos da fuselagem (24), cada asa (20, 22) com um bordo de ataque (25) fixo e uma superfície de controle de fuga (50), que pivota sobre um eixo de pivotamento geralmente horizontal; cada asa (20, 22) tendo um primeiro e segundo motores elétricos (60), cada qual provido de rotores (70), os motores elétricos (60) e rotores (70) estando unidos a e pivotando com a superfície de controle de fuga (50) entre uma primeira posição na qual cada rotor (70) tem um eixo de rotação geralmente vertical, e uma segunda posição na qual cada rotor (70) tem um eixo de rotação geralmente horizontal, um sistema de controle (90) para controlar cada motor elétrico (60); caracterizado pelo primeiro e segundo motores (60) e rotores (70) localizados na mesma asa (20, 22) serem montados para terem, respectivamente, diferentes linhas de empuxo, e o sistema de controle (90) ser configurado para operação seletiva do primeiro motor elétrico (60) e rotor (70) e do segundo motor elétrico (60) e rotor (70) localizados na mesma asa (20, 22) para gerar diferentes forças de empuxo de modo a gerar um momento de giro para pivotar a superfície de controle (50) sobre o eixo de pivotamento.

2. AERONAVE VTOL de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pela linha de empuxo do primeiro motor elétrico (60) e rotor (70) ser deslocada angularmente em relação à linha de empuxo do segundo motor elétrico (60) e rotor (70) localizados na mesma asa (20, 22).

3. AERONAVE VTOL de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo primeiro motor elétrico (60) e rotor (70) estarem posicionados sobre a superfície de controle (50), e o segundo motor elétrico (60) e rotor (70) estarem posicionados abaixo da superfície de controle (50) da mesma asa (20, 22), de modo que a linha de empuxo do primeiro motor elétrico (60) e rotor (70) fica geralmente paralela e deslocada em relação à linha de empuxo do segundo motor elétrico (60) e rotor (70).

4. AERONAVE VTOL de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelo primeiro motor elétrico (60) ser operado pelo sistema de controle (90) em uma velocidade de rotação mais alta que a do segundo motor elétrico (60) localizados na mesma asa (20, 22), em resposta a um comando de movimentação da superfície de controle (50) entre a primeira e a segunda posições, além disso, pelo primeiro motor elétrico (60) ser operado pelo sistema de controle (90) em uma velocidade de rotação mais baixa que a do segundo motor elétrico (60) localizados na mesma asa (20, 22), em resposta a um comando de movimentação da superfície de controle (50) entre a segunda e a primeira posições.

5. AERONAVE VTOL de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelos motores elétricos (60) e os rotores (70) de cada asa (20, 22) estarem dispostos em pares com linhas de empuxo que cancelam qualquer momento de giro quando o par de motores elétricos (60) e rotores (70) gira em taxas de rotação geralmente iguais.

6. AERONAVE VTOL de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada por, em um modo de voo estacionário, o sistema de controle (90) ser configurado para girar cada motor (60) e rotor (70) em uma velocidade adequada para gerar uma força de empuxo combinada de todos os motores elétricos (60) e rotores (70) igual à massa total da aeronave (10) e carga útil multiplicada pela aceleração gravitacional.

7. AERONAVE VTOL de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada por também incluir um freio, um pequeno atuador ou um dispositivo de fixação para prender a superfície de controle (50) na primeira e na segunda posições desejadas.

8. AERONAVE VTOL de acordo com a reivindicação 7, caracterizada pelo freio, pequeno atuador ou dispositivo de fixação serem operados pelo sistema de controle (90).

9. AERONAVE VTOL de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada por também compreender primeira e segunda asas traseiras (30, 32) montadas em lados opostos da fuselagem (24), onde uma porção distal de cada asa dianteira (20, 22), mais afastada da fuselagem (24), se conecta a uma porção distal da asa traseira (30, 32) adjacente com um membro de conexão (42), definindo uma estrutura de asa em caixa.

10. AERONAVE VTOL de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizada por cada um entre o primeiro motor elétrico (60) e rotor (70) e o segundo motor elétrico (60) e rotor (70) ter um propulsor da hélice (70) de passo variável, a aeronave (10) compreendendo ainda: um sistema de controle (90) para controlar a velocidade de rotação e/ou o passo das pás de cada propulsor da hélice (70) de passo variável; onde o sistema de controle (90) é configurado para mudar o passo do primeiro propulsor (70) em relação ao segundo propulsor (70) para gerar diferentes forças de empuxo de modo a gerar um momento de giro para pivotar a superfície de controle (50) sobre o eixo de pivotamento.

11. AERONAVE VTOL de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelos motores elétricos (60) serem do tipo CC sem escovas, que variam a velocidade em resposta à variação da frequência de chaveamento dos controladores eletrônicos de velocidade do sistema de controle (90).