BRPI1106276A2 - aeronave de geometria variável - Google Patents

Abstract

aeronave de geometria variável. a presente invenção refere-se a uma aeronave (10) com geometria variável para adequação do compartimento de voo a diferentes situações de voo, abrangendo uma fuselagem (12) com um par de asas de sustentação (14) que dali se salienta em ambos os lados em direção transversal (y) e que apresenta uma segmento interno de asa de sustentação (16) estacionário relativamento à fuselagem (12), e um segmento externo de asa de sustentação (20), ali sequencial, giratória ao redor de um eixo de giro (18). estas aeronaves, que no estado da técnica são conhecidas como "aeronaves com açãode giro", possuem uma série de desvantagens. com a invenção é proposto um conceito alternativo no qual o eixo de giro (18) está orientado em uma direção que diverge no máximo de 40% da direção longitudinal (x) da aeronave (10), ou seja, por exemplo, está orientado essencilamente nessa direção longitudinal (x). desta maneira, pode ser vantajosamente concretizar, por exemplo, um "acionamento de giro aerodinâmico" e/ou poderá ser aliviado um conflito de alvo entre o formato da aeronave com o índice de assinatura de radar podre e a viabilização tanto de um voo de excursão com características energéticas eficientes, como também um comportamento de voo ágil.

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "AERONAVE DE GEOMETRIA VARIÁVEL". A presente invenção refere-se a uma aeronave de geometria variável para adequação do comportamento do voo conforme o preâmbulo da reivindicação 1, e, além disso, a utilização de uma aeronave deste tipo, ou seja, um processo para modificar a geometria da aeronave durante o voo. A partir do estado da técnica, passaram a ser conhecidas aeronaves desta espécie como os chamados aparelhos de asa giratória, abreviadamente em alemão "Schwenkflugler" aeronave com asa giratória (por e-xemplo, "Grumman F-14 Tomcat", "Mikojan - Gurewitsch Mig - 23 e Mig -27”, etc).

Essas aeronaves conhecidas abrangem uma fuselagem com um par de asas de sustentação que se salientam nos dois lados da fuselagem em direção transversal e que apresentam um segmento interno da asa de sustentação, integrada de modo estacionário com relação à fuselagem, bem como um segmento de asas de sustentação externa, que se liga a anterior, sendo giratória ao redor de um eixo de giro, sendo que o eixo de giro essencialmente está orientado na direção vertical da aeronave.

Em uma aeronave de asas giratórias deste tipo, através da ma-nobrabilidade dos segmentos externo da asa de sustentação, o direcionamento das asas de sustentação, e, portanto a geometria ("configuração") durante o voo pode ser variada vantajosamente visando a adequação do comportamento do voo (resistência ao ar, ascensão, capacidade de manobra, etc.) são variados a fim de que desta forma, por exemplo, levar em conta as respectivas exigências e diferentes situações de voo (por exemplo, partida a aterrissagem, voo de excursão, emprego para fins militares, etc.). Como é conhecido, todavia é favorável como é conhecido, um direcionamento, ou seja, uma varredura, menor, por exemplo, para um voo com eficácia e-nergética por distancias maiores (voo de excursão) é vantajoso, ao passo que uma varredura de maior amplitude, especialmente para redução da resistência do ar com voo especialmente rápido, apresenta vantagens.

As aeronaves de asas giratórias conhecidas possuem, todavia também desvantagens. Deixando de lado a necessidade de um acionamento de giro a serem instalados para o firo das asas de sustentação e que, portanto aumenta o peso, por exemplo, na área militar são crescentemente formulados requisitos no tocante a um chamado "formato com reduzido índice de sinalização radar" a fim de evitar um registro ou localização pelo radar da aeronave com pelo menos dificultar. Além disso, também nessa área de utilização, exige que dentro de uma missão de voo seja viabilizado tanto um voo de viagem caracterizado por eficiente emprego de energia, como também um comportamento de voo manobrável a ágil como deve ser viabilizado em uma aeronave de combate. Os objetivos de desenvolvimento para uma aeronave que cumpre essas exigências são complementares. Um voo de viagem especialmente caracterizado pelo emprego eficiente de energia somente é possível com asas de sustentação de grande vão (asas delgadas). Essas asas reduzem a manobrabilidade pelo momento de inércia de massa relativamente grande, por exemplo, ao redor do eixo longitudinal da aeronave. Além disso, as asas de sustentação delgadas dificultam a construção de uma cinemática de giro adequado (para uma superfície prevista de asa de sustentação).

Constitui objetivo da presente invenção propor um conceito alternativo para uma aeronave de geometria variável, por meio do qual é viabilizada uma simplificação do "acionamento de giro" e que o conflito de alvos acima mencionado pode ser manipulado de uma maneira melhor a fim de ampliar desta maneira, por exemplo, a faixa de utilização da aeronave.

Nesta invenção, a tarefa será solucionada partindo de uma aeronave da espécie inicialmente citada, pelo fato de que o eixo de giro está orientada em uma direção que diverge no máximo 40° preferencialmente no máximo 20°, da direção longitudinal (correspondendo à direção do voo) da aeronave.

Por exemplo, o eixo de giro pode, portanto essencialmente estar orientado na direção longitudinal da aeronave. Com isto se faz referência especialmente às orientações que divergem no máximo 20°, preferencialmente no máximo 10°, da direção longitudinal da aeronave.

Caso o eixo de giro não esteja exatamente orientado na direção longitudinal, então conforme uma modalidade preferida está previsto que um ângulo de inclinação do eixo de giro relativamente ao plano horizontal seja menor do que um ângulo de inclinação referido àquele plano vertical que é determinado pela direção longitudinal e pela direção vertical.

Pelo manobrabilidade dos segmentos externos da asa de sustentação ao redor dos eixos de giro mais ou menos orientados em direção longitudinal, é vantajosamente possível cumprir missões de voo com a mesma aeronave para a qual, ao contrário, seriam necessárias pelo menos duas configurações de aeronave diferentes. Por um lado, a configuração de energia eficaz com segmentos externos da asa de sustentação não girada, portanto asa de sustentação "estirada", e, por outro lado, (pelo menos) uma configuração mais habilidosa com segmentos de asas de sustentação externas giradas e no caso com asas de sustentação "eficazmente encurtadas".

Outras vantagens especiais da invenção residem em que a aeronave pode ser conformada com uma assinatura radar reduzida (especialmente também no estado girado das asas de sustentação) e o mecanismo de giro não precisa apresentar um acionamento de giro específico para o ato de realização do giro. Ao contrário, o giro pode ser produzido mediante a-proveitamento de forças aéreas dinâmicas que atuam durante o voo nos segmentos externos das asas de sustentação.

As noções "internos" (segmentos de asas de sustentação) e "externo" (segmentos de asas de sustentação) se referem à disposição em estado não girado, no qual os segmentos externos da asa de sustentação, observados na direção transversal, se encontram em posição mais externa do que os segmentos internos da asa de sustentação. Estas designações para os dois segmentos da asa de sustentação diferentes serão, por motivo de simplicidade, também usadas para o estado girado, embora estas designações então não se adequam totalmente, porque o segmento externo da asa de sustentação, considerado em um estado girado na direção transversal, pode estar disposto aproximadamente na mesma posição como o "segmento interno da asa de sustentação". A expressão "fuselagem" deve ser compreendida em um contexto muito amplo no sentido da invenção do que a região central da aeronave, observada na direção transversal. Segundo uma modalidade, a aeronave abrange "uma fuselagem convencional" o sentido de que ela pode ser delimitada precisamente das asas de sustentação dali salientes nos dois lados, ou seja, pode ser diferenciada (um exemplo típico é uma fuselagem alongada em sentido longitudinal aproximadamente em formato de "charuto"). Em uma modalidade, no mundo especializado conhecido como "Nueflüglerkonfi-guration” (configuração exclusiva de asa) abrange a aeronave nenhuma fuselagem expressa, ou seja, claramente limitável das duas asas de sustentação salientes nos dois lados. Nesta hipótese, existe uma transição fluida entre a fuselagem e as asas de sustentação ou, em caso extremo, o vazamento é formado, considerado em direção transversal, pelas extremidades internas dos segmentos internos das asas de sustentação. Neste último "tipo de aeronave com asas exclusivas" poderá ser considerado como fuselagem o centro da aeronave, observado na direção transversal. O conceito inovador adapta-se especialmente também para empregos militares, ou seja, como aeronave não tripulada ou aeronave tripulada.

Segundo uma modalidade preferida, a aeronave abrange um conjunto de comando para ativar um giro automático dos segmentos externos das asas de sustentação durante o voo, em consequência de um comando de ativação e/ou na dependência de pelo menos um parâmetro do estado do voo.

Um conjunto de comandos desta natureza pode reapresentar uma parte da chamada aviônica (sistema de comando da aeronave), ou pode estar unido com este sistema para regular o giro automático, por exemplo, nos elementos de comando previstos nos segmentos das asas de sustentação externas, como por exemplo, o Iene "Iene transversal"), ou outros componentes das asas de sustentação reguláveis, de ação aerodinâmica (por exemplo, chapeletas no lado superior da asa de sustentação ou no lado inferior).

No caso de uma aeronave tripulada, podem ser oferecidos determinados comandos de ativação para iniciar o giro automático por comandos correspondentes de um piloto. No caso de uma aeronave não tripulada, ordens de ativação podem ser transmitidas através de um sistema de comando distância de qualquer maneira previsto para o comando da aeronave, sendo esta transferência feita para a aeronave. Em ambas as hipóteses, os comandos de ativação podem ser gerados tanto de modo alternativo ou adicionalmente também automático (por exemplo, por um autopiloto ou "outro comando de voo de operação automática"), eventualmente a fim de que no caso de uma rota de voo predeterminada, adequadas as especificidades da aeronave aos requisitos locais (no segmento da rota respectivamente atual). O parâmetro do estado do voo que pode ser usado, por exemplo, como grandezas medidoras que podem ser registradas por sensores em caráter alternativo ou adicional aos comandos de ativação para iniciação e/ou realização de um processo de giro, então, por exemplo, a velocidade momentânea do voo (preferencialmente "velocidade de voo verdadeira") a situação de carga aerodinâmica momentânea, acelerações em diferentes direções, acelerações de giro ao redor de diferentes eixos, etc. podem estar integrados.

Segundo uma modalidade, a aeronave abrange um conjunto estabilizador, previsto na região dos eixos de giro, destinado a reter os segmentos externos das asas de sustentação no estado não girado diante de um giro indesejado, por exemplo, através de forças aerodinâmicas ou também através das forças inerciais de massa. No caso de segmentos de asas de sustentação giráveis em sentido acedente, deve-se pensar especialmente nas forças ascensionais, as quais, sem uma retenção desta natureza, poderíam resultar em um deslocamento indesejado dos segmentos externos das asas de sustentação em direção acedente. O presente conjunto estabilizador, de acordo com uma ampliação, poderá ser operado através de um conjunto de comando de tal maneira que por uma desativação ou pelo menos redução do efeito retentor, o giro será disparado por forças aerodinâmicas atuantes no segmento externo da asa de sustentação. Alternativamente, o entitamento, a um aproveitamento de forças aerodinâmicas como "acionamento de giro", poderá também ser previsto um outro acionamento, por exemplo, um acionamento elétrico o qual pode estar acondicionado, por exemplo, na região de um conjunto de mancai que define o respectivo eixo de giro.

Quando partindo do estado da asa de sustentação não girada, por exemplo, estiver previsto um giro dos segmentos de asa de sustentação externa em direção acedente, então para produzir este giro poderá ser aproveitado, vantajosamente, um sistema de acionamento já existente de qualquer maneira nos segmentos externos das asas de sustentação. Para tanto, se adequa apenas o efeito retentor do conjunto de estabilizador e a sua redução ou a total suspensão. Especialmente no último caso, será vantajoso que os segmentos da asa de sustentação externos estejam providos de e-lementos de comando reguláveis (no caso mais simples, por exemplo, lemes transversais) que transformam para um processo de giro produzido parcialmente ou completamente por forças aerodinâmicas possam ser ativados de modo adequado. Isto, por exemplo, a partir do conjunto de comando mencionado, eventualmente em conexão com um sistema aviônico.

Preferencialmente, o giro está previsto em um ângulo de giro mínimo de 110°, ainda mais preferido no mínimo 120° previsto. Para o caso de a partir de um estado não girado dos segmentos externos das asas de sustentação puder ser ocupado mais do que um outro estado de viabilidade de giro, ou seja, pelo menos "uma posição intermediária" em estágios ou sem estágios, então os ângulos de giro acima mencionados como a diferença angular entre estado não girado ("asas de sustentação estiradas") e "estado máximo" girado (posição terminal) devem ser compreendidos desta forma. A noção de asas de sustentação estirada deve designar, por e-xemplo, especialmente uma disposição, deve-se prover especialmente, por exemplo, uma disposição dos segmentos de asas de sustentação externa relativamente as internas assim designadas, na qual os planos fixados por estes dos segmentos de asa de sustentação, essencialmente estão recipro- camente alinhados idênticos ou se interseccionam de qualquer maneira em um ângulo pequeno.

De acordo com uma modalidade vantajosa da invenção, os canais das livres extremidades dos segmentos de asa de suporte no máximo no estado girado em paralelo e convergente um ao outro sendo que especialmente está previsto que a mesma energia do porto em uma variante de execução, a aeronave abrange, por exemplo, um conjunto estabilizador disposto na fuselagem para retenção das livres extremidades dos segmentos externos das asas de sustentação, é feito um acoplamento na parte traseira na fuselagem e ou em sentido recíproco.

De acordo com uma modalidade vantajosa, as arestas das livres pontas dos segmentos externos das asas de sustentação no estado girado máximo, convergem paralelas uma em relação a outra, especialmente ambas existentes na direção longitudinal da aeronave (de maneira que estes podem, por exemplo, também se tocar e isentos de fendas).

Em uma forma de realização, a aeronave abrange (eventualmente um outro) especialmente, no caso girado ao máximo, para uma retenção deste tipo existem diferentes possibilidades.

Em uma variante de execução, a aeronave abrange, por exemplo, um conjunto estabilizador disposto aqui no estado máximo girado. Por uma retenção deste tipo existem diferentes possibilidades.

Segundo uma variante de execução, a aeronave abrange, por exemplo, um conjunto estabilizador montado no vazamento para receber as livres extremidades dos segmentos externos das asas de sustentação "no estado máximo girado". Para uma retenção desta natureza existem diferentes possibilidades.

Em uma variante da execução, a aeronave abrange, por exemplo, um conjunto estabilizador disposto na fuselagem destinado a reter as livres extremidades dos segmentos da asa de sustentação externa no próprio vazamento e/ou de forma que possam ser vizinhos bem estreitos acoplados.

Em uma variante de execução, abrange a aeronave, por exem- pio, com um conjunto estabilizador, integrado na fuselagem para reter as livres extremidades dos segmentos externos das asas de sustentação na fuselagem e/ou entre si.

Conforme outra variante de execução visando prender as livres extremidades dos segmentos externos da asa de sustentação na fuselagem e/ou entre si.

Segundo outra variante de execução, tal conjunto estabilizador está disposto em direção vertical do mecanismo condutor de forma que é saliente na base podendo ser livremente encontrado ali.

De acordo com outra variante de execução, um conjunto estabilizador desta natureza está disposto em um mecanismo condutor lateral, especialmente nas suas livres extremidades e que se salienta na direção vertical da fuselagem.

Segundo outra variante de execução, tal conjunto estabilizador está disposto em um mecanismo condutor de altura que se salienta no vazamento nos dois lados em sentido transversal.

Ainda outra variante de execução de um conjunto estabilizador desta natureza, prevê, por exemplo, que as mesmas estejam dispostas nas livres extremidades dos segmentos das asas de sustentações externas, a fim de fixar uma nas outras livres extremidades dos segmentos das asas de sustentação giradas (eventualmente sem conexão com o vazamento, ou seja, a distância do vazamento de uma aeronave). De acordo com outra variante de execução, um conjunto estabilizador desta natureza está disposto e uma fuselagem nos dois lados do mecanismo condutor ascendente, saliente em direção transversal.

Uma outra variante de execução ainda de um conjunto estabilizador deste tipo, prevê, por exemplo, que estejam dispostos nas livres extremidades dos segmentos externos da asa de sustentação para prender uma contra as outras as extremidades livres dos segmentos das asas de sustentação sendo fixada uma na outra (eventualmente sem ligação com a fuselagem ou a distância da fuselagem da aeronave). Para concretizar esta variante do exercício por um lado e a fim de fixar uma nas outras livres pon- tas dos segmentos girados das asas de sustentação (eventualmente sem ligação com a fuselagem, ou seja, de distante em relação à fuselagem da aeronave). Para concretizar esta variante de execução, por exemplo, elementos acopladores que podem ser postos em atuação recíproca podem estar previstos nas livres extremidades dos segmentos externos das asas de sustentação.

Conforme já mencionado, de acordo com uma modalidade de realização, pode está previsto que a aeronave, no sentido de uma aeronave somente de asas (Nurflugler), não possui uma fuselagem efetiva. A carga útil, nesta forma de realização, poderá ser acondicionada no segmento das asas de sustentação. A operação do voo poderá ser integrada nas faces divisórias, por exemplo, na faixa dos eixos de giro. Em uma asa de sustentação "(segmentos internos da asa de sustentação") nas suas extremidades laterais estão montados os referidos segmentos externos da asa de sustentação, sendo que as suas extremidades lateralmente defasadas essencial-mente podem assim serem unidas preferencialmente entre si e podem ser captadas com rapidez.

Segundo uma modalidade de execução preferida, está previsto que os eixos de giros estão de tal modo expostos que a envergadura da aeronave, devido ao giro, pode ser essencialmente regulada para a metade. Neste sentido, pode, por exemplo, ser previsto que a largura de fixação possa ser reduzida por um processo de giro no mínimo em 40%, ao todo, no mínimo em 50%.

Em uma forma de realização, está previsto que asas de sustentação, em estado não girado, possuem um posicionamento de arestas dianteiras positivas e/ou uma divisão de arestas terminais. Neste contexto, deve-se observar que os ângulos de direcionamento ou de varredura das asas de sustentação externa por um lado, no estado não girado e, por outro lado, em estado girado, podem ser solucionados propriamente independentes entre si (partindo de uma determinada direção, ou seja, de varredura em estado não girado, a orientação será determinada em estado girado em medida especial pela orientação correspondentemente selecionável dos eixos de rotação).

Segundo uma formação, o direcionamento se determinará, em estado girado, em forma decisiva pela orientação dos eixos de giro que podem ser essencialmente cobrados.

Em uma modalidade, está previsto que um traçado de aresta dianteira (partindo de um direcionamento determinado em estado não girado, este direcionamento será determinado em estado girado de modo determinante pela orientação dos eixos de giro que pode ser correspondentemente selecionado).

Em uma modalidade, está previsto que um percurso da aresta dianteira dos segmentos externos das asas de sustentação, relativamente a um percurso da aresta dianteira dos segmentos de asas de sustentação internas, está defasado em sentido para a parte posterior e/ou um percurso da aresta traseira dos segmentos externos da asa de sustentação, relativamente a um percurso da aresta traseira dos segmentos internos das asas de sustentação, está defasado para a parte posterior. Uma defasagem de asas deste tipo frequentemente apresenta vantagens aerodinâmicas especialmente em estado de voo de sustentação que não pode ser girado com a redução da resistência do ar.

Em uma forma de realização, a parte externa da asa de voo de suporte o segmento externo da asa de sustentação apresenta um perfil de superfície portátil essencialmente simétrico. Deve-se ponderar, todavia, que no caso de um amplo giro do segmento da asa de sustentação externa, o seu lado superior e inferior "pode ser reciprocamente trocado". Neste sentido, seria um perfil assimétrico, o qual, por exemplo, no estado não girado sob este aspecto, o acabamento já mencionado dos segmentos externos da asa de sustentação com elementos de comando (Iene, etc.) reguláveis por acionamento e de ação aerodinâmica é muito vantajosa a fim de que através de uma regulagem correspondente de tais elementos regulares a ação aerodinâmica do segmento da asa de sustentação externa na dependência do atual estado de giro. Preferencialmente, os segmentos externos da asa de sustentação possuem sempre um Iene ("Iene transversal") que se estende sobre o comprimento (envergadura) estando os referidos segmentos exter- nos da asa de sustentação providos. Segundo uma forma de realização, o segmento externo da asa de sustentação apresenta um perfil de área de sustentação essencialmente simétrico. Deve-se observar que no caso de um giro correspondente e continuado do segmento externo da asa de sustentação, o seu lado superior e o seu lado inferior passam a serem "trocados entre si". Neste sentido, seria desvantajoso, por exemplo, um perfil assimétrico, o qual, por exemplo, no estado não girado fornece um acionamento frequentemente baseado em um efeito de impulsão em estado girado. Neste aspecto, o acabamento já mencionado dos segmentos externos da asa de sustentação com elementos de comando reguláveis de ação aerodinâmica (por exemplo, Iene, etc.) é muito vantajoso a fim de que por uma regulagem correspondente desses elementos, ajustar o efeito aerodinâmico dos segmentos externos da asa de suporte na dependência do atual estado girado. São preferidos os segmentos externos da asa de sustentação providos com um Iene (Iene transversal) o qual se estende essencialmente por todo o comprimento (envergadura) do respectivo segmento da asa de sustentação (por exemplo, pelo menos 90% deste comprimento), a fim de que possa aceitar a função de uma chamada chapeleta arqueada.

De acordo com o primeiro aspecto de um processo, para alterar a geometria de uma aeronave de acordo com a invenção, está previsto que esta modificação verifique durante o voo mediante aproveitamento de forças aerodinâmicas atuantes nos segmentos externos da asa de sustentação.

Estas forças dependem, por exemplo, do estado do voo momentâneo, de maneira que, através de um comando adequado da aeronave, possa ser dispensado um "acionamento de giro aerodinâmico" para ambos os conjuntos de giro. Em uma ampliação preferida, os segmentos externos da asa de sustentação especificamente também estão providos com elementos de comando reguláveis e de ação aerodinâmica, preferencialmente Iene na aresta traseira da asa de sustentação, de maneira que, também no caso de extensão maior ou menor independente do estado momentâneo do voo, pode ser realizado um giro através de uma regulagem correspondente desses elementos de comando.

Chapeletas de comando dispostas nos segmentos externos das asas de sustentação e/ou Ienes, preferencialmente são de tal modo conformadas que pelas suas regulagens possa ser produzido um deslocamento, ou seja, um giro dos segmentos externos das asas de sustentação em ambas as direções de giro. Para Ienes nas arestas traseiras dos segmentos externos das asas de sustentação, isto pode significar que estas podem ser giradas para fora em sentido ascendente como também para baixo do plano central dos segmentos externos das asas de sustentação.

Segundo uma ampliação deste processo, para modificar a geometria da aeronave está previsto que a aeronave esteja conformada com um conjunto estabilizador integrado na região dos eixos de giro, e este conjunto estabilizador oferece uma determinada resistência ao movimento de giro. Com um "freio de giro" desta natureza pode ser vantajosamente evitado um giro demasiado rápido. Além disso, pelo "giro amortecido" pode ser vantajosamente simplificado um esforço de comando de elementos de comando no segmento externo das asas de sustentação durante o giro propriamente dito. Conforme uma variante, está previsto que na realização do giro um conjunto auxiliar de giro seja empregado por meio do qual, em caso de necessidade, possa realizar um torque que freia o movimento giratório e/ou um torque que reforça o movimento giratório exercido sobre o correspondente segmento externo da asa de sustentação. A necessidade de um torque com ação de frenagem, ou seja, um torque de reforço, pode resultar, por exemplo, já na construção para respectivos segmentos predeterminados do processo de giro. Em caráter alternativo ou adicional, esta necessidade também poderá ser determinada por um conjunto de comandos na base de um registro sen-sorial de parâmetros do movimento giratório (por exemplo, ângulo momentâneo do giro, velocidade de ângulo de giro momentânea, etc.) através do emprego de algoritmo de comando, e em resposta a este algoritmo de comando, o conjunto de comando operará de modo correspondente ao conjunto coadjuvante de giro.

De acordo com uma ampliação do processo acima mencionado, para modificar a geometria da aeronave, está previsto um comando de giro de tal maneira que na base de uma posição de ângulo de giro registrada por sensores e um determinado movimento de giro desejado (por exemplo, percurso lateral de giro) se verifica uma regulagem de elementos de comando aerodinâmicos da aeronave, especialmente, por exemplo, de chapeletas de comando ou de Ienes no segmento externo da asa de sustentação. Uma regulagem assim controlada ou regulada por elementos de comando durante a solvabilidade pode, de acordo com a impressão da invenção, também ser solucionada com um conjunto coadjuvante de giro já mencionado.

De acordo com o segundo aspecto do processo, para alterar a geometria da aeronave, que também pode ser combinada com o primeiro aspecto, está previsto que a alteração da geometria (pelo giro dos segmentos externos das asas de sustentação) durante o voo em um estado de voo com forças aerodinâmicas nitidamente reduzidas (especialmente, por exemplo, nos segmentos externos das asas de sustentação se verifica). Desta forma, é reduzido, por um lado, que pela iniciação do movimento de giro se verifique uma alteração demasiado drástica das condições aerodinâmicas tendo em vista a estabilidade do voo. Por outro lado com esta medida, no caso de um acionamento de giro aerodinâmico, será evitado um giro demasiado rápido. Caso para produzir o giro em caráter alternativo ou adicional, será previsto um acionamento próprio (por exemplo, um acionamento por motor elétrico), ou seja, o conjunto coadjuvante de giro mencionado está previsto, então resultam vantajosamente menores exigências quanto a capacidade de operação de um acionamento deste tipo, ou seja, de um conjunto desta natureza.

Com a expressão "forças aerodinâmicas significativamente menores", devem se integrar especialmente aquelas forças que produzem um torque que atua sobre os segmentos da asa de sustentação externa, relativamente aos eixos de giro, que no máximo é de 50% preferivelmente no máximo 25% daquele torque que resulta para um voo reto normal (voo de excursão).

Neste caso, por exemplo, uma realização do giro durante um chamado voo de parábola pode está prevista. Durante um voo de parábola, agem forças aerodinâmicas bastante reduzidas de modo que este estado de voo especial no contexto da invenção é vantajoso para uma alteração da configuração da aeronave.

Em seguida, a invenção será descrita com base em um exemplo de execução com relação aos desenhos anexos. As figuras mostram: figura 1 vista superior esquemática de uma aeronave, de acordo com a invenção, segundo um exemplo de execução representada em uma primeira configuração "com asas de sustentação" estiradas, figura 2 vista frontal da aeronave da figura 1, figura 3 vista superior da aeronave, porém representada em uma "segunda configuração" com segmentos de asas de sustentação externos girados, figura 4 vista frontal da aeronave da figura 3, e figura 5 vista em corte de uma asa de sustentação ao longo da linha V-V na figura 3.

As figuras 1 e 2 apresentam uma aeronave 10, abrangendo uma fuselagem 12 com um par de sustentação 14-1 e 14-2 que dali se salienta nos ambos lados na direção transversal y e que apresentam um segmento de asa de sustentação 16-1, 16-2 dispostos estacionariamente relativamente à fuselagem 12, ou seja, 16-2, e um " segmento externo de asa de sustentação" 20-1, ou seja, 20-2 ali sequencial, o qual, relativamente ao segmento interno da asa de sustentação 16-1, 16-2, pode ser girado ao redor de um eixo de giro 18-1, 18-2 orientado em uma direção longitudinal (direção do voo) x.

Os números de referência de componentes mencionados duas vezes no exemplo de execução (à esquerda, à direita do centro da fuselagem) na sua ação, porém com relação aos componentes análogos, como por exemplo, as asas de sustentação 14-1 e 14-2, são numerados diretamente (sempre complementados por um hífen e um numero "1", ou seja, "2"). Componentes individuais desta natureza ou a totalidade desses componentes será feita referência em seguida também através do número de referência de obtenção não complementado.

No exemplo de execução representado, a fuselagem 12 da aeronave 10 é alongada na direção longitudinal x e aproximadamente apresenta um formato (de charuto). Para o acionamento, no exemplo de execução apresentado, estão previstos mecanismos de acionamento de irradiação 22 em uma região da polpa da fuselagem 12. O comando da aeronave 10 verifica-se através de um sistema aviônico 24 sobre elementos de comando que podem ser regulados quando ativados, aerodinamicamente atuantes. Os elementos de comando abrangem, no exemplo mostrado, um Iene transversal interno 26 (nos segmentos internos das asas de sustentação 16), Iene transversal externo 28 (nos segmentos de asas de sustentação externos 20), Iene de altura 30 (em um mecanismo elevador) e um Iene lateral (não visível nas figuras, previsto em um mecanismo condutor lateral 32).

Uma especificidade do exemplo apresentado, considerado na direção longitudinal x, é a presente defasagem dos segmentos externos da asa de sustentação 20-1, 20-2 diante dos segmentos internos das asas de sustentação 16-1, 16-2 para a sessão posterior. Esta defasagem oferece vantagens aerodinâmicas e possibilita, divergente do exemplo mostrado, dispensar especialmente o mecanismo elevador juntamente com os Ienes elevadores 30.

Com a possibilidade do juro dos segmentos externos da asa de sustentação 20 ao redor dos eixos de giro 18, pode-se variar na forma a seguir detalhadamente descrita a geometria, ou seja, "configuração" da aeronave 10. Com esta variação, durante o voo pode se lograr vantajosamente uma adequação do comportamento de voo a diferentes situações de voo.

Partindo da "primeira configuração", a aeronave 10, representada nas figuras 1 e 2, no exemplo mostrado está previsto apenas outra configuração, a qual em seguida será designada como "segunda configuração" e que está exposta nas figuras 3 e 4. A primeira configuração (figuras 1 e 2) "com as asas de sustentação estiradas" em direção transversal y, especialmente partida e aterrissagem, bem como um voo de excursão energeticamente eficiente, a segunda configuração (figuras 3 e 4), na qual os segmentos externos das asas de sustentação 20 estão girados a partir de sua posição de partida em aproximadamente 140° em sentido ascendente (ver setas na figura 2), apresenta um comportamento de voo mais flexível e ágil para a aeronave 10.

Os eixos de giro 18 encontram-se, no exemplo apresentado, a-proximadamente na região do respectivo centro dos vãos (observado na direção transversal y) das duas asas de sustentação 14, de modo que na posição terminal girada, de acordo coma segunda configuração (figuras 3 e 4), vantajosamente resultam livres extremidades imediatamente contíguas reciprocamente, ou seja, que se tocam, pertencentes ao segmento da asa de sustentação 20. Desta maneira, estas livres extremidades na segunda configuração por meios acopladores 36-1 e 36-2 podem cooperar reciprocamente e podem ser fixadas uma na outra de maneira que resulta uma união muito firme, observada pela parte frontal (ver figura 4) especialmente em forma rômbica. Intensas forças de ascensão ou de descida serão acolhidas mais facilmente com esta união. Vantajosamente, resultam na segunda configuração, além disso, comparadamente "asas curtas" (observar quadro na direção y) e que no exemplo mostrado estão unidas na parte dianteira e traseira com a fuselagem 12 de maneira que, também observado por cima (ver figura 3), resulta uma união aproximadamente em formato rômbico. Os momentos de flexão resultam na segunda configuração no caso de manobras de voo bastante acentuadas na região das asas de sustentação 14, vantajosamente são comparadamente reduzidas porque os braços de alavanca, por assim dizer, são divididos na metade (em comparação coma primeira configuração). O sistema aviônico 24 controla as regulagens dos elementos de comando para o comando normal da aeronave 10 e, além disso, também os processos de giros previstos, de acordo com a invenção, para alteração da configuração da aeronave 10 durante o voo. De acordo com uma forma de realização preferida, a alteração da configuração se verifica em um primeiro estado de voo com forças aerodinâmicas significativamente menores nos segmentos externos das asas de sustentação 20, por exemplo, durante um chamado voo de parábola. Com isto, durante o giro, as cargas aerodinâmicas nas asas de sustentação 14 podem vantajosamente ser mantidas em nível muito reduzido.

Divergindo do exemplo apresentado, os eixos de giros 18 também poderíam estar orientados um pouco divergente da direção longitudinal x, por exemplo, com um desvio da direção longitudinal x inferior a 30°. Caso o eixos de giro 18 não estiverem precisamente orientados na direção longitudinal x, então, de acordo com uma variante de execução preferida, está previsto que um ângulo de inclinação do eixo de giro 18 relativamente ao plano horizontal (plano x-y) é menor do que um ângulo de inclinação relativamente àquele plano vertical (plano x-z) que é formado pela direção longitudinal x e pela direção vertical z. A transição entre as duas configurações é concretizada através do sistema aviônico 24 por um giro automático dos segmentos externos das asas de sustentação, sendo que a iniciação de um respectivo processo de giro pode se verificar em virtude de um comando de ativação e/ou na dependência de pelo menos um parâmetro de estado de voo registrado por sensores (por exemplo, velocidade do voo). De acordo com uma ampliação, o sistema aviônico 24, após uma iniciação de um processo de giro, posiciona a aeronave 10 em um estado de voo com forças aerodinâmicas significativamente menores, por exemplo, em um chamado voo de parábola a fim de viabilizar um processo de giro que possa ser controlado da melhor forma possível.

Vantajosamente o giro será produzido mediante aproveitamento de forças aerodinâmicas que durante o voo agem nos segmentos externos das asas de sustentação 20, ou seja, nos seus Ienes transversais 28. No exemplo apresentado, será, portanto, dispensado um acionamento especificamente previsto para o giro (por exemplo, acionamento elétrico).

Partindo da primeira configuração (figuras 1 e 2), pode-se, por exemplo, após o cancelamento de um efeito de retenção de um conjunto de mancai 34 previsto nas regiões dos eixos de giros 18, produzir um giro acionado em forma aerodinâmica dos segmentos externos das asas de susten- tação 20 (aqui: em sentido ascendente em aproximadamente 140°) sendo feito na segunda configuração (figuras 3 e 4).

Durante um processo de giro, os conjuntos de mancai 34 podem oferecer determinada força de frenagem (por exemplo, um torque de frena-gem) a fim de evitar um giro demasiado rápido. Um efeito de giro desta natureza pode, por exemplo, ser oferecido na base de uma flexão de óleo viscosa em um conjunto de freio hidráulico. Eventualmente, o conjunto de freio em questão pode ser operável na dependência de parâmetros de estado de voo registrados por sensores e/ou pode oferecer um efeito de uma ação de frenagem dependente do ângulo de giro momentâneo.

Durante um voo na primeira configuração (figuras 1 e 2) os mesmos conjuntos de mancai 34, por sua vez, podem agir como conjunto estabilizador para a retenção segura dos segmentos externos das asas de sustentação 20 no estado não girado (primeira configuração) em relação a um giro indesejado.

De acordo com o estado atual do voo para produzir o giro, poderá ser necessário um movimento de Iene correspondentemente controlado relativamente ao Iene transversal 28 externo, ou, para que seja logrado um processo de giro "bem definido" com uma velocidade desejada, poderá ser vantajosamente empregado. Para tanto, por exemplo, através do sistema aviônico 24 poderá verificar uma ativação adequada dos Ienes transversais 28 externos e/ou de outros parâmetros do estado do voo registrados por sensores e relativos aos elementos de comando (especialmente abrangendo o ângulo de giro momentâneo).

Partindo da segunda configuração (figuras 3 e 4), também "acionamentos aerodinâmicos" e através de uma ativação adequada dos elementos de comando pelo sistema aviônico 24, também poderá realizar novamente uma alteração da configuração de volta para a primeira configuração (figuras 1 e 2) podendo esta alteração ser iniciada ou realizada.

No exemplo apresentado, portanto, para ambas as direções de giro vantajosamente não é necessário um acionamento adicional (por exemplo, acionamento elétrico na região dos conjuntos dos mancais 34) a fim de posicionaras asas de sustentação 14 na respectiva configuração desejada.

Também na segunda configuração (figuras 3 e 4) verifica-se uma estabilização vantajosa da configuração das asas de sustentação por um outro conjunto estabilizador que, no exemplo mostrado, consiste em dois meios acopladores 36-1 e 36-2 já mencionados e que podem passar a cooperar e que estão dispostos nas livres extremidades dos segmentos externos das asas de sustentação 20-1, ou seja, 20-2, e que serve para retenção das livres extremidades dos segmentos externos das asas de sustentação no estado máximo girado (segunda configuração).

Pelos meios acopladores 36, iguaímente ativados pelo sistema aviônico 24, as livres extremidades dos segmentos externos da asa de sustentação 20, no exemplo apresentado, serão reciprocamente retidos em uma segunda configuração. Em caráter alternativo ou adicional, por meios acopladores 36, correspondentemente modificados e com a disposição de outros meios acopladores, por exemplo, também podería ser realizada uma retenção dessas extremidades na fuselagem 12 ou uma parte da aeronave 10 prevista de forma estacionária na fuselagem 12. Componentes adequados para esta finalidade da fuselagem 12 são, por exemplo, um mecanismo condutor lateral 32 e um mecanismo condutor de altura.

Em caráter alternativo ou adicional, para a estabilização da segunda configuração também podería ser previsto um feito retentor que é oferecido pelos conjuntos de mancai 34 (na região dos eixos de giro 18). Caso pelos conjuntos de mancai 34, por exemplo, de qualquer maneira já é formado um freio ao giro mencionado, ou seja, um conjunto coadjuvante para o giro, então o efeito retentor pode construtivamente ser vantajoso e ser previsto como uma regulagem extrema desses conjuntos de mancais 34 com "feito de frenagem de bloqueio".

De acordo com uma conformação preferida que também esteja prevista no exemplo apresentado, projetam-se as arestas das livres extremidades dos segmentos externos das asas de sustentação no estado máximo girado (aqui: segunda configuração) em sentido paralelo convergente, espe-cialmente ambos essencialmente na direção longitudinal x, de maneira que estes se tocam, por exemplo, isento de fenda e/ou os meios acopladores mencionados podem ser empregados de forma simples para estabilizar a segunda configuração.

Divergente do exemplo de execução apresentado, além da primeira e da segunda configuração, também poderia estar previsto pelo menos uma "posição intermediária" com um ângulo de giro inferior a 140° relativamente à primeira configuração, na qual os conjuntos de mancai 34 poderíam prever uma retenção correspondente do segmento externo das asas de sustentação 20 diante de um giro.

No exemplo apresentado, tanto os segmentos internos das asas de sustentação 16 como também os segmentos externos das asas de sustentação 20, na primeira configuração (figuras 1 e 2) possuem um varredura de aresta dianteira positiva e uma varredura de aresta traseira positiva. Após o giro para a segunda configuração (figuras 3 e 4), resulta, para os segmentos externos das asas de sustentação 20, por sua vez, uma varredura de aresta dianteira negativa e bem assim uma varredura de aresta traseira i-gualmente negativa.

Com esta "combinação de varreduras" na segunda configuração na parte dianteira, uma varredura positiva e na parte traseira uma varredura negativa, será lograda boa estabilidade do voo e manobrabilidade. Resulta uma distância longitudinal favorável entre o ponto de gravidade de massa e o ponto de ataque aerodinâmico. Além disso, pelas varreduras mencionadas dos segmentos das asas de sustentação 16 e 20, é lograda uma assinatura de radar vantajosamente menor da parte frontal e da parte traseira. Finalmente, resulta uma reduzida resistência às ondas na faixa de velocidade transônica e supersônica.

Divergente do exemplo apresentado, na segunda configuração poderia, todavia, também ser prevista uma varredura positiva dos segmentos das asas de sustentação 20. Para modificar o exemplo representado desta maneira, poderia, por exemplo, ser selecionada uma orientação dos eixos de giro 18 que também se estende no plano horizontal (plano x-y), porém em um ângulo divergente da área vertical (plano x-z) que é superior ao "ângulo de varredura" dos segmentos de asas de sustentação 20 na primeira configuração (aqui: aproximadamente 30°).

Além disso, divergindo do exemplo representado, seria também imaginável uma disposição na quais os segmentos externos das asas de sustentação 20, em estado não girado, apresentam uma varredura de arestas dianteira e/ou varreduras de aresta traseira de aproximadamente 0o (por exemplo, inferior a 10°). A figura 5 é uma vista em corte ao longo da linha V -V na figura 3 e apresenta a disposição relativa e orientação dos perfis dos segmentos das asas de sustentação 16-1 e 20-1 na segunda configuração. O segundo segmento de asas de sustentação interna 16-1 possui, conforme representado, um ângulo de ataque positivo idêntico (para ambas configurações) com relação ao fluxo na direção longitudinal x. Na segunda configuração apresentada na figura 5, os segmentos externos das asas de sustentação 20 (considerando o giro ao redor dos eixos de giros 18 aqui orientados em direção longitudinal x) possui um ângulo ataque negativo com a extensão b.

No tocante, as propriedades vantajosas de voo e estabilidade de voo em ambas configurações, a extensão do ângulo de ataque (positivo), preferencialmente maior do que a extensão do ângulo de ataque b . A fim de que para uma troca de sinal do ângulo de ataque b na transição entre as duas configurações das asas de sustentações externas pode ser feita uma inversão correspondente do efeito adicional aerodinâmico, ou seja, para evitar este efeito, no exemplo apresentado, são bastante úteis os Ienes transversais externos 28 que no exemplo apresentado se estendem sobre essencialmente todo o comprimento (em direção transversal y). Estes Ienes transversais 28 podem, neste caso por assim dizer, atuar como "chapeletas arqueadas" a fim de poderem regular de forma controlada um efeito de ascensão ou de descida desejado do respectivo estado de configuração, ou seja, de giro.

Além disso, ainda neste sentido quando, conforme apresentado, pelo menos o segmento externo da asa de sustentação 20 apresente um perfil, referente ao seu corte de perfil, essencialmente simétrico.

Pela conformação tanto dos segmentos internos das asas de sustentação 16 como também os segmentos externos das asas de sustentação 20 com faces de comando na forma dos Ienes transversais 26, ou seja, 28, os quais na segunda configuração, considerados na direção longitudinal x "se encontram na frete e atrás", torna-se possível vantajosamente lograr alterações diretas e eficientes dos sistemas de ascensão global. Nesta hipótese, no comando da aeronave, vantajosamente os Ienes transversais podem ser empregados como Ienes de altitude e podem ser operados simetricamente. Nas aeronaves convencionais para tanto seria iniciafmente necessário girar ao redor do eixo transversal (direção y) a fim de modificar os ângulos de ataque nas asas de sustentação 14, portanto a própria ascensão. A sequência será um efeito temporalmente retardado.

REIVINDICAÇÕES

Claims (11)

1. Aeronave de geometria variável para adequação do comportamento de voo, abrangendo uma fuselagem (12) com um par de asas de sustentação (14) que dali se salienta nos dois lados na direção transversal (y) e que apresentam um segmento de asa de sustentação (16) interno, previsto estacionariamente relativamente à fuselagem (12), bem como um segmento externo da asa de sustentação (20) ali sequencial e giratória ao redor de um eixo de giro (18), caracterizada pelo fato de que o eixo de giro (18) está orientado em uma direção que diverge no máximo 40°, preferencialmente no máximo 20° da direção longitudinal (x) da aeronave, especialmente de modo essencial está orientado nesta direção longitudinal (x).

2. Aeronave de acordo com a reivindicação 1, abrangendo também um conjunto de comando (24) para operar um giro automático dos segmentos externos das asas de sustentação (20) durante o voo em consequência de um comando de operação e/ou na dependência de pelo menos um parâmetro do estado de voo.

3. Aeronave de acordo com um das reivindicações precedentes, sendo que o giro é produzido mediante aproveitamento de forças aerodinâmicas que atuam durante o voo nos segmentos externos das asas de sustentação (20).

4. Aeronave de acordo com um das reivindicações precedentes, abrangendo também um conjunto estabilizador previsto na região dos eixos de giros (18) destinado a reter os segmentos externos das asas de sustentação (20) no estado não girado contra um giro indesejado por forças aerodinâmicas.

5. Aeronave de acordo com a reivindicação 4, sendo que o conjunto estabilizador pode ser de tal modo operado através de um conjunto de comando (24) que, por uma desativação ou pelo menos uma redução do efeito retentor, o giro seja previsto por forças aerodinâmicas atuantes nos segmentos das asas de sustentação externa (20).

6. Aeronave de acordo com um das reivindicações precedentes, sendo que o giro é viabilizado com um ângulo de giro mínimo de 110°, prefe- rivelmente no mínimo de 120°.

7. Aeronave de acordo com um das reivindicações precedentes, também abrangendo um conjunto estabilizador para retenção das livres extremidades dos segmentos externos das asas de sustentação (20) em estado girado.

8. Aeronave de acordo com um das reivindicações precedentes, sendo que os eixos de giro (18) estão de tal modo previsto que a envergadura da aeronave é dividida pela metade em consequência do giro.

9. Aeronave de acordo com um das reivindicações precedentes, sendo que as asas de sustentação (14) no estado não girado possuem uma varredura de aresta dianteira positiva e/ou uma varredura de aresta traseira igualmente positiva.

10. Aeronave de acordo com um das reivindicações precedentes, sendo que o percurso da aresta dianteira dos segmentos externos da asa de sustentação (20), relativamente a um percurso da aresta dianteira dos segmentos de asa de sustentação interna (16), está defasado para trás e/ou um percurso da aresta traseira dos segmentos externos das asas de sustentação (20), relativamente a um percurso da aresta traseira dos segmentos internos das asas traseiras (16), está defasado para trás.

11. Processo para alterar a geometria de uma aeronave (10) como definida em uma das reivindicações de 1 a 10, durante o voo mediante aproveitamento de forças aerodinâmicas atuantes nos segmentos externos das asas de sustentação (20) e/ou em um voo com forças aerodinâmicas significativamente reduzidas nos segmentos externos das asas de sustentação (20).