ES2210467T3 - Aerodino de despegue y aterrizaje verticales. - Google Patents

Abstract

LA INVENCION SE REFIERE AUN AERONAVE CON DESPEGUE Y ATERRIZAJE VERTICALES, QUE COMPRENDE UN FUSELAJE (11) QUE LLEVA UN EXTREMO DELANTERO (12) Y UN EXTREMO TRASERO (16); UN ALA (16) MONTADA SOBRE EL EXTREMO TRASERO Y SOPORTADA POR ENCIMA DE ESTA; UN ESTABILIZADOR HORIZONTAL (40) MONTADO SOBRE EL EXTREMO DELANTERO; DOS BRAZOS OPUESTOS (27, 29) QUE SE EXTIENDEN LATERALMENTE RESPECTO AL FUSELAJE ENTRE EL ALA Y EL ESTABILIZADOR HORIZONTAL; LLEVANDO CADA BRAZO UN EXTREMO DISTAL RESPECTO AL FUSELAJE, SOBRE EL CUAL SE MONTA DE MANERA PIVOTANTE UNA GONDOLA DE HELICE (33) QUE LLEVA UNA HELICE (37) QUE POSEE UN EJE DE ROTACION; Y MEDIOS MOTORES (179 DESTINADOS A IMPULSAR LA HELICE (37); SIENDO CADA HELICE APTA PARA PIVOTAR ENTRE UNA PRIMERA POSICION EN LA QUE SU EJE DE ROTACION ES APROXIMADAMENTE HORIZONTAL Y UNA SEGUNDA POSICION EN LA QUE SU EJE DE ROTACION ES APROXIMADAMENTE VERTICAL.

Description

Aerodino de despegue y aterrizaje verticales.

Los aviones o los helicópteros equipados con hélices o con rotores dispuestos de manera simétrica a uno y otro lado del aparato y que pueden ser sometidos a una rotación de 90 grados hacia arriba a partir de la posición horizontal de su eje son conocidos con el nombre de aerodinos con rotores/hélices inclinables. El posicionado vertical del eje de las hélices o de los rotores dirige el flujo de aire hacia abajo y el empuje hacia arriba y permite que el aparato se propulse en un plano vertical o simplemente volar sobre el lugar. El posicionado horizontal del eje de las hélices o de los rotores dirige el empuje hacia adelante y permite el vuelo en traslación. En esta última configuración, la sustentación está asegurada por el desplazamiento relativo del aire alrededor de las superficies de sustentación, tales como las alas o los empenajes horizontales. Entre las orientaciones exactamente vertical y exactamente horizontal del eje, son posibles todos los ángulos de inclinación, lo cual permite diversas trayectorias de vuelo oblicuas correspondientes y unas fases de aceleración/deceleración denominadas transiciones de ida y vuelta.

Estos aerodinos combinan la aptitud del helicóptero de vuelo lento y de despegue o de aterrizaje verticales, y la de un avión clásico capaz de volar en traslación a gran velocidad. Un avión puede alcanzar una velocidad aproximadamente doble de la de un helicóptero común, es decir superior a 500 km/h con respecto a una velocidad inferior a 250 km/h para un helicóptero. Sin embargo, la complejidad mecánica y estructural inherente a un aparato con rotores inclinables característica de la técnica anterior aumenta el peso en vacío de este aparato comparativamente con un avión de dimensiones similares, aumentando al mismo tiempo también su coste de construcción. Además, el desarrollo de un aparato de este tipo en términos de cualidades aerodinámicas, de estabilidad, de dinámica de vuelo y de pilotaje es complicado en razón de los efectos, a velocidades bajas, de la masa de aire desplazada por las hélices en la zona de las diferentes superficies de sustención del aparato. Esta masa de aire es conocida con el nombre de soplo de las hélices.

Es importante tomar en consideración particularmente los tres problemas de concepción siguientes.

1) Los efectos del soplo de las hélices sobre las alas del aparato

Las hélices o los rotores están habitualmente fijados a unos motores montados en cada uno de los extremos de un ala que sirve de soporte estructural. Sin embargo, esta disposición plantea un problema durante la transición entre el vuelo vertical y el vuelo horizontal. Las variaciones del ángulo de la dirección del soplo de las hélices no siguen directamente las variaciones del ángulo de inclinación de las hélices. Mientras que la velocidad horizontal y la sustentación resultante debida a las superficies de sustención convencionales tienen unos valores relativamente bajos, la mayor parte de la sustentación está proporcionada por las hélices o los rotores propiamente dichos. En razón de este fenómeno, las hélices se inclinan hacia adelante muy lentamente cuando el aparato empieza a pasar en vuelo en traslación, y después muy rápidamente cuando las alas empiezan a proporcionar una mayor parte de la sustentación. Por el contrario, el ángulo de inclinación del soplo debido a las hélices varía rápidamente al principio y después más lentamente cuando el aparato pasa del vuelo vertical al vuelo horizontal.

Hasta el presente, en la técnica anterior, las dos configuraciones siguientes han sido utilizadas para intentar evitar los problemas debido a las velocidades diferentes a las cuales las hélices propiamente dichas y su soplo resultante se inclinan con respecto a las alas.

a) El ala horizontal está fijada de manera permanente al aparato y las hélices propiamente dichas pivotan hacia arriba. Sin embargo, esta configuración presenta un principal inconveniente. Cuando las hélices están en la posición vertical, su soplo actúa directamente hacia abajo sobre el ala y crea una fuerza dirigida hacia abajo comparable a una sustentación negativa. Esta perdida de sustentación reduce de hecho la carga útil del aparato.

b) El ala horizontal está fijada de manera permanente a las hélices y pivota al mismo tiempo que éstas. Esto suprime el problema de la sustentación negativa pero introduce otro problema. Cuando el ala pivota hacia arriba y el avión tiene aún una velocidad horizontal, la totalidad de la superficie del ala es colocada directamente en la trayectoria de la corriente de aire. La masa de aire que choca brutalmente con esta enorme superficie plana provoca problemas de estabilidad y de pilotaje.

2) El mecanismo de inclinación

En un helicóptero con rotores inclinables, el movimiento de cabeceo es producido por una variación del paso cíclico de los rotores. En un avión con hélices inclinables, este movimiento de cabeceo es producido por una variación del empuje de un rotor de cola auxiliar de eje vertical, en caso necesario. En todos los casos, un movimiento de inclinación de las hélices o de los rotores en los aparatos con hélices o rotores inclinables de la técnica anterior se obtiene con la ayuda de un servomando montado sobre el ala o sobre el fuselaje. No es necesario decir que se exige una fiabilidad extrema de este servomando. En caso de avería de este mecanismo, el aparato sobre el cual éste está instalado tendría grandes dificultades para aterrizar debido a que las hélices o los rotores permanecerían en configuración de vuelo en traslación y chocarían contra el suelo en razón de su gran diámetro cuando el avión intentara aterrizar.

3) Combinación de los mandos de balanceo y de guiñada

Un movimiento asimétrico, a saber el balanceo y la guiñada, es generalmente gobernado por unas variaciones del paso y del ángulo de inclinación de las hélices. En el caso de aerodino en el cual el conjunto del ala pivota al mismo tiempo que las hélices, el movimiento de balanceo y de guiñada es gobernado con la ayuda de alerones dispuestos sobre el ala y sobre los cuales actúa el soplo de las hélices. Sin embargo, el efecto de estos mandos de pilotaje varía en función del ángulo de inclinación de las hélices o del ala, según que estén completamente en la horizontal, completamente en la vertical, o en alguna parte entre las dos posiciones. Durante un vuelo vertical, las variaciones del paso de las hélices influyen sobre el porcentaje de balanceo del aerodino, mientras que durante un vuelo en traslación, las variaciones del paso influyen sobre el porcentaje de guiñada del aparato. Asimismo, la inclinación de las hélices o del alerón del ala provoca variaciones de la guiñada durante un vuelo vertical, pero unas variaciones de balanceo durante una traslación. La combinación de estos mandos para permitir a un piloto tomarlos y manipularlos fácilmente es muy complicada, y por consiguiente son necesarios unos mandos de vuelo digitales controlados por ordenador.

Estos tres problemas de concepción han sido resueltos en los aerodinos con rotores inclinables de la técnica anterior con la ayuda de sistemas muy complejos. El coste elevado de esta complejidad limita la utilización de los aparatos de este tipo a unos trabajos muy específicos. Además, el coste elevado de este nivel de complejidad hace imposible la aplicación de la tecnología de los rotores inclinables a los aparatos pequeños del tipo utilizado en la aviación general, que constituyen la mayor parte del mercado.

La presente invención se propone introducir nuevas soluciones para evitar estos tres problemas de concepción.

Las anterioridades siguientes son conocidas por el solicitante y se mencionan aquí a título de referencia:

patente americana nº 1.981.700 a nombre de Hoffman,

patente americana nº 3.289.980 a nombre de Hill,

patente americana nº 3.358.946 a nombre de Shye,

patente americana nº 3.409.248 a nombre de Bryan,

patente americana nº 3.488.018 a nombre de Johnson,

patente americana nº 4.541.593 a nombre de Cabrol,

patente americana nº 4.641.800 a nombre de Rutan,

patente americana nº 4.881.701 a nombre de Bullard,

patente americana nº 5.320.306 a nombre de Gennaro,

patente americana nº 5.419.514 a nombre de Ducan.

La presente invención se distingue de las patentes mencionadas anteriormente como referencia, tomadas separadamente o en combinación, en el sentido de que prevé una configuración particular del ala, del empenaje horizontal y de los dispositivos de montaje de las hélices, así como de las técnicas de pilotaje y un modo de realización de éstas que no se enseñan o se sugieren en ninguna parte en la técnica anterior.

La presente invención se refiere a un aerodino con despegue y aterrizaje verticales, que comprende un fuselaje que presenta un extremo delantero y un extremo posterior; un ala montada sobre el extremo posterior; un empenaje canard horizontal montado sobre el extremo delantero; dos brazos opuestos soportados lateralmente por el fuselaje, entre el ala y el empenaje; presentando cada brazo un extremo libre distante del fuselaje, sobre el cual está montada una barquilla de hélice que soporta una hélice que posee un eje de rotación y arrastrada por unos medios motores por medio de árboles de transmisión, poseyendo las hélices cada una un cubo de hélice y unas palas; estando cada pala de una hélice unida de forma articulada al cubo correspondiente para que su paso pueda variar, poseyendo cada hélice además unos medios para hacer variar el paso de sus palas de forma colectiva y de forma cíclica según el azimut longitudinal y el azimut lateral alrededor del eje de rotación de dicha hélice; comprendiendo el aerodino además unos medios de mando de cabeceo, de balanceo y de guiñada a disposición del piloto, estando cada barquilla de hélice montada sobre el extremo libre del brazo correspondiente por un pivote de inclinación y siendo apta para inclinarse entre una primera posición en la cual el eje de rotación de su hélice está sensiblemente horizontal, y la segunda posición en la cual este eje está sensiblemente vertical.

El documento nº US-A-4.828.203 describe un aerodino de este tipo que está representado en las figuras 8 y 9 y cuyas barquillas pivotan entre sus posiciones vertical (figura 8) y horizontal (figura 9) bajo el mando de engranajes apropiados acoplados a los motores (columna 13, líneas 10 a 15).

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La presencia de estos engranajes tienen sin embargo el inconveniente de complicar la estructura del aerodino y de aumentar los costes de producción.

La presente invención evita este inconveniente proponiendo un aerodino del tipo descrito en el documento nº US-A-4.828.203, que está caracterizado porque las barquillas pueden inclinarse por sí mismas alrededor de sus pivotes de inclinación bajo la acción del momento aplicado resultante de variaciones del paso cíclico de las palas de las hélices, siendo su inclinación controlada por unos medios de frenado apropiados.

El aerodino según la presente invención presenta además las disposiciones definidas en las reivindicaciones 2 a 17 adjuntas como anexo.

Los objetivos, aspectos y características del aerodino según la invención son las siguientes:

1) La primera característica de concepción importante se refiere al posicionado de las hélices, del ala y del empenaje horizontal del aparato. Estos tres elementos están divididos en tres conjuntos distintos.

a)

Cada una de las hélices está fijada a un brazo corto y fijo. El brazo está posicionado a media altura del fuselaje y ligeramente por detrás del centro de gravedad del aparato. Su función es únicamente estructural. Su sección transversal es por consiguiente lo más pequeña posible para permitirle cumplir su función estructural que es servir de soporte de montaje para las hélices.

b)

El ala del aparato está fija y no es inclinable. La misma tiene una configuración de "tipo parasol" y está fijada al fuselaje por medio de mástiles oblicuos simples o dobles. Sobre cada uno de sus extremos, el ala presenta una deriva invertida. El ala está posicionada en la parte posterior del aparato, detrás del eje de las hélices a fin de escapar completamente al soplo de estas últimas.

c)

El empenaje horizontal está situado en la parte delantera del avión, en forma de empenajes canard. Esta situación compensa la posición posterior extrema del ala y ayuda a llevar el foco hacia una posición próxima a la de los pequeños brazos portadores de hélices. Cada empenaje canard presenta un solo alerón que el piloto puede utilizar para hacer variar el momento aerodinámico del aparato.

Esta disposición tiene por objetivo eliminar el problema del soplo de las hélices descrito en la introducción de entre las dificultades de concepción. El ala permanece fija y está sustraída al soplo de las hélices. Esta configuración suprime el problema de sustentación negativa encontrado durante el vuelo vertical, así como la creación de ángulos de ataque importantes durante las transiciones entre los modos de vuelo. El único inconveniente que se ha constatado en esta configuración es la estela suplementaria generada por los brazos. Sin embargo, dado que el ala propiamente dicha está desprovista de alerones y otras partes sobresalientes, la misma no genera de hecho suplemento de estela y compensa por consiguiente la estela mínima creada por los brazos.

2) Una segunda característica de concepción importante se refiere a las hélices propiamente dichas. Es posible hacer variar el paso general (colectivo) de las palas de las hélices, que están fijadas a un cubo central, como es el caso para la mayor parte de los aparatos con hélices. Esto significa que se puede aportar colectivamente a los pasos de las tres palas (por lo menos) el mismo grado de variación, lo cual tiene por efecto hacer variar el empuje de la hélice. Además, también es posible hacer variar el paso cíclico de cada pala, tanto sobre el eje longitudinal como sobre el eje lateral de la hélice, como es el caso para la mayor parte de los helicópteros. Esta variación del paso cíclico significa que es posible hacer variar el paso de cada una de las tres palas (por lo menos) según una función seno o coseno del azimut de la pala. Una función seno, con la referencia de 0 grados tomada con respecto a la dirección posterior cuando el eje de la hélice está vertical, aumenta el paso en la mitad exterior y disminuye el paso en la mitad interior del disco de la hélice, y será denominada a continuación una variación del paso cíclico lateral. Una función coseno, con la misma referencia, aumenta el paso en la mitad posterior y disminuye éste en la mitad delantera del disco de la hélice, y será denominada a continuación una variación del paso cíclico longitudinal. A diferencia de un helicóptero normal, sin embargo, las palas no tienen libertad de batido vertical. Las mismas no están articuladas; están fijadas a un cubo de manera rígida y rotativa. Debido a esta rigidez, la variación del paso cíclico no produce una inclinación de la hélice y de su empuje con respecto al cubo, como en los rotores de helicóptero articulados, pero, por el contrario, genera un momento aerodinámico aplicado a este cubo por las palas (o un desplazamiento radial equivalente del empuje resultante).

3) La tercera característica de concepción importante se refiere a la inclinación de las hélices. La inclinación de las hélices no es mandada por ningún tipo de servomando. Las hélices pueden inclinarse libremente, en función de un momento aplicado resultante de las variaciones del paso cíclico de las palas de las hélices. Este fenómeno será explicado más en detalle a continuación.

La libertad de inclinación hacia arriba y hacia abajo de las hélices sin intervención de ningún dispositivo de accionamiento mecánico está sin embargo limitada por un ensamblaje que cumple las cuatro funciones siguientes.

a)

Una función de unión: un vástago de unión unido a cada una de las hélices gira cuando las hélices se inclinan y actúa de manera que el ángulo de inclinación de las hélices sea el mismo; el vástago de unión transmite el movimiento de inclinación a un órgano central que garantiza que el grado de inclinación de las hélices permanezca en los límites de la carrera circular de 90 grados. Además, cada vástago de unión posee una elasticidad suficiente para permitir a las hélices una diferencia de ángulo de inclinación de 2 ó 3 grados entre ellas o con respecto al órgano central.

b)

Una función de control de la velocidad de inclinación: la velocidad de inclinación de las hélices está limitada por un sistema de amortiguación hidráulico que forma parte del órgano central.

c)

Una función destinada a actuar de manera que las hélices queden en el interior de la zona de inclinación de 0 a 90 grados.

i)

El órgano central presenta un mecanismo de bloqueo para hacer de manera que la inclinación de las hélices no exceda de 90 grados, es decir para impedir su inclinación hacia atrás una vez que su eje está orientado verticalmente. El sistema de bloqueo consiste simplemente en un tope contra el cual el órgano central queda apoyado una vez que las hélices están en la posición vertical.

ii)

Cuando el eje de las hélices está en la posición horizontal, a 0 grados, un mecanismo de enclavamiento mandado por el piloto sirve para bloquear cada barquilla de hélice sobre su brazo, para impedir así que las hélices se inclinen.

d)

Una función de frenado de la inclinación de los rotores: el órgano central comprende un sistema de amortiguación hidráulico que comprende un dispositivo suplementario que permite al piloto suprimir la libertad de inclinación de las hélices y mantener, durante un cierto período de tiempo, el ángulo de inclinación de las hélices en un valor intermedio entre las posiciones de 0 grados y 90 grados. A título de variante, el sistema de frenado puede ser suprimido si el piloto no tiene la intención de pilotar el aparato a baja velocidad (20 a 30 m/s) durante unos períodos de tiempo prolongados, lo que necesitaría mantener las hélices en un ángulo de inclinación distinto de 0 ó 90 grados.

Los objetivos, aspectos y ventajas de la presente invención se comprenderán mejor con la lectura de la descripción detallada siguiente del modo de realización preferido dado a título de ejemplo en modo alguno limitativo con referencia a los planos anexos, en los cuales:

las figuras 1 a 12 representan sucesivamente los diferentes modos de funcionamiento del aparato de la presente invención desde una posición de estacionamiento sobre una pista, con un despegue vertical, una transición en vuelo horizontal, un vuelo horizontal, una transición entre un vuelo horizontal y un descenso vertical, y un descenso vertical y un aterrizaje;

la figura 13 representa una combinación de las figuras 1 a 6 en una sola secuencia;

la figura 14 representa una combinación de las figuras 7 a 12 en una sola secuencia;

la figura 15 representa las fuerzas que resultan de variaciones del paso cíclico lateral durante un vuelo estacionario, estando los ejes de las hélices en posición vertical;

la figura 16 representa las fuerzas que resultan de variaciones del paso cíclico lateral durante un vuelo de traslación, estando los ejes de las hélices en posición horizontal;

la figura 17 es una vista en perspectiva del aparato de la invención;

la figura 18 es una vista posterior de la barquilla de hélice izquierda, que presenta unas partes arrancadas para mostrar mejor los detalles;

la figura 19 es una vista frontal de la barquilla de hélice izquierda y del órgano central, que presenta unas partes arrancadas para mostrar mejor los detalles; y

la figura 20 es una representación esquemática de la disposición general de los mandos de vuelo del aparato de la invención.

Con referencia en primer lugar a la figura 17, el avión de la invención está designado de manera general por el número de referencia 10 y comprende un fuselaje 11 que presenta una parte de carlinga 13 provista de una vidriera 15 que puede ser abierta de manera bien conocida por el experto en la materia para permitir acceder a la carlinga 14. El fuselaje 11 posee un extremo anterior 12 y un extremo posterior 16.

En la parte posterior de la carlinga 14, están situados unos medios motores que comprenden uno o varios motores. Uno de los motores está representado esquemáticamente y designado por el número de referencia 17. En la parte posterior del aparato 10, un ala única 19 está montada sobre el fuselaje 11 con la ayuda de mástiles fijos 21 y 23. Como se puede apreciar en la figura 17, el ala 19 tiene una configuración en conjunto en forma de V y comprende unas derivas verticales 25 que cuelgan hacia abajo desde sus extremos del ala 19.

Cada lado del fuselaje 11 presenta, montado sobre él, un brazo de soporte, estando los brazos de soporte respectivamente designados por los números de referencia 27 y 29. Cada brazo posee un extremo distal con respecto al fuselaje 11, que comprende un pivote 31 al cual está unida de forma pivotante una barquilla de hélice, estando la barquilla izquierda designada por el número de referencia 33, y la barquilla derecha por el número de referencia 35. Cada una de las barquillas 33, 35 soporta una hélice rotativa 37 que puede ser arrastrada en rotación por los motores 17 de una manera que será descrita más en detalle a continuación.

En el extremo delantero del fuselaje 11, está previsto un empenaje horizontal 40 que comprende dos empenajes canard paralelos 41 dirigidos de forma opuesta cada uno de los cuales soporta un alerón pivotante único 43 que puede ser accionado por el piloto de manera bien conocida por el experto en la materia.

Como se ha explicado anteriormente, las figuras 18 y 19 son respectivamente unas vistas posterior y frontal de la barquilla de hélice izquierda 33. Con referencia a las figuras 18 y 19, cada barquilla de hélice comprende los órganos descritos a continuación.

Unos medios de transmisión que comprenden una caja de transmisión 47 que contiene dos piñones cónicos 49 y 51 que cooperan para reenviar en ángulo recto el movimiento de rotación de un árbol de arrastre 45 acoplado a uno de los motores 17, a fin de que las hélices 37 puedan ser arrastradas en rotación de forma apropiada. El árbol de hélice 53 es hueco y está acoplado a un cubo de hélice 55 que, en el modo de realización representado, comprende tres brazos rígidos 57 de los cuales cada uno soporta una pala de hélice 59 móvil en rotación. El aparato de la invención comprende unos medios de variación de paso.

Con referencia más particularmente a la figura 18, cada pala posee en su pie una inserción 61 unida al brazo correspondiente 57 por dos cojinetes de los cuales uno está designado con el número de referencia 63 y consiste en un cojinete liso, mientras que el otro está designado por el número de transferencia 65 y consiste en un cojinete sobre rodamiento con contacto oblicuo y con camino de rodadura profundo. Este cojinete 65 absorbe unas fuerzas centrífugas y los dos cojinetes absorben unas fuerzas y unos movimientos que resultan de la sustentación y de la estela aerodinámicas permitiendo al mismo tiempo a cada pala girar de forma controlada alrededor del brazo 57 sobre el cual está montada para permitir una variación del paso.

Con referencia a la figura 19, una palanca 67 atraviesa el eje de cada pala de hélice y está fijada a la base de ésta para mandar su paso. Con referencia a las figuras 18 y 19, el órgano de mando de paso colectivo se compone de un vástago interno 69 que se extiende a través del árbol de hélice hueco 53 y desborda por los dos extremos de éste. En el extremo posterior del árbol de hélice hueco, el vástago 69 es accionado axialmente por un mecanismo doble 71 constituido por un conjunto de tornillo y tuerca, accionado a su vez por un vástago 73 rígido en torsión articulado con el cardan en 74 y 76, que actúa de manera idéntica sobre las hélices 37 izquierda y derecha para mantener el paso de éstas sincronizado. En el extremo delantero del árbol de hélice hueco 53, el vástago interno 69 presenta, fijado al mismo, un órgano en forma de estrella 75 del cual cada rama está fijada a una palanca de mando de variación de paso 77.

El órgano de mando de paso cíclico se compone de un plato oscilante 79 acoplado con la parte delantera de la caja de transmisión 81. Las inclinaciones longitudinal y lateral del plato 79 son mandadas por el piloto. El órgano de mando de paso cíclico comprende, además, otro plato 83 que gira con la hélice y comprende tantos brazos como palas de hélice 59.

Sobre cada pala, la palanca de mando de variación de paso 77 realiza la suma de las variaciones de paso cíclico y colectivo ordenadas por el piloto. Por uno de sus extremos 87, la palanca está fijada a la palanca de paso de pala 67 con la ayuda de una biela. Por su otro extremo designado por el número de referencia 89, la palanca de mando de paso 77 está unida al plato rotativo 83 también con la ayuda de una biela.

En un punto próximo a su punto medio, designado por el número de referencia 91, la palanca de mando de paso 77 está unida al órgano en forma de estrella 75 del mando de paso colectivo. Este dispositivo constituido por el órgano en estrella 75, por el plato oscilante 79, por la palanca de mando de paso 77 y por las bielas constituye los medios de variación de paso colectivo y cíclico descritos anteriormente.

Cuando el plato 79 está en su posición neutra, su plato rotativo 83 está perpendicular al eje de la hélice y no transmite ningún movimiento axial al extremo 89 de la palanca de mando de paso 77, de manera que este extremo 89 permanece inmóvil. El órgano en forma de estrella 75 desplaza axialmente el punto medio 91 de la palanca de mando de paso 77 y, por consiguiente, el extremo 87 de éste así como la palanca de paso de pala 67 que está fijada al mismo, en una distancia igual para cada pala, a fin de realizar la variación del paso llamado colectivo.

Para cualquier posición de este órgano en estrella 75, y para cualquier valor de paso de pala colectivo, si el piloto inclina el plato oscilante 79 con respecto a su posición neutra, el plato rotativo 83 se desplaza paralelamente. Los extremos de los brazos del plato 83 deben entonces seguir, axialmente, una función seno o coseno de su azimut. El movimiento axial de cada extremo de brazo es transmitido al extremo 89 de la palanca de mando de paso 77 por la biela y, de ahí al extremo 87 de la misma palanca 77 cuyo punto medio 91 conserva la misma posición dada que el órgano en forma de estrella 75, y por último a la palanca de paso de pala 67. La elección por el piloto de la fase y de la amplitud de la inclinación del plato oscilante 79 le permite comunicar a las hélices la variación del paso cíclico lateral y longitudinal descrita anteriormente.

De acuerdo con las enseñanzas de la presente invención, las hélices 37 se inclinan alrededor de un pivote 93 sin recurrir a un sistema de mando mecánico, sino a un ensamblaje pasivo. Este ensamblaje comprende un vástago de torsión 95 que forma una unión elástica. Este vástago de torsión 95 transmite el ángulo de inclinación de las hélices 37 a un órgano central por medio de un mecanismo de cremallera y piñón, cremallera que está designada por el número de referencia 97, mientras que el piñón está designado por el número de referencia 99. La elasticidad en torsión del vástago 95 permite un diferencial de inclinación de aproximadamente 2 a 3 grados de las hélices respectivamente una con respecto a la otra. Como se aprecia mejor en la figura 19, la cremallera 97 está unida a un vástago 101 que posee, unidos a ella, unos medios amortiguadores que comprende un pistón amortiguador 103 que efectúa un movimiento de vaivén en el interior de un cilindro hidráulico 105 cuyos extremos están unidos entre sí por medio de pasos o de conductos 107 y 109 que comunican por un surtidor calibrado 111. El diámetro del surtidor es suficientemente estrecho para permitir solo un pequeño flujo entre los dos extremos del cilindro y, por consiguiente, una velocidad de inclinación lenta de las hélices. Un grifo 113 está previsto en el paso 107 y puede ser mandado por el piloto de manera conocida por el experto en la materia para formar un sistema de frenado que, cuando el grifo está cerrado, impide un desplazamiento de la cremallera 97 y, por consiguiente, del piñón 99. Un mecanismo de bloqueo está previsto para impedir una inclinación de las hélices más allá de la posición a 90 grados, mecanismo de bloqueo que consiste en un simple tope de final de carrera constituido por la pared superior 106 del cilindro amortiguador, que limita la distancia de desplazamiento máxima del pistón 103 en el interior del cilindro 105.

Un mecanismo de enclavamiento está constituido por un dedo 114 que pasa a alojarse en un orificio 115 que se extiende a través del centro del pivote 93. El dedo 114 puede ser extraído y desenclavado por un electroimán 117, estando previsto un cable 119 de socorro, en caso de avería del electroimán 117.

Con referencia a la figura 20, unos medios de mando para mandar el funcionamiento del aparato comprenden la palanca de mando 121 del piloto, unida a una articulación 123 del tipo de rótula, que permite una inclinación Adelante-Atrás, Derecha-Izquierda de la palanca y una rotación de ésta sobre sí misma. La palanca de mando 121 está unida directamente a los mecanismos de mando cíclico situados en las barquillas de las hélices por cuatro transmisiones flexibles de bolas envainadas. Dos de estas transmisiones, designadas por el número de referencia 125, están conectadas bajo los paneles de suelo de la carlinga en la parte inferior de la palanca 121 y son accionadas por los movimientos de inclinación Derecha-Izquierda de esta última. Los extremos 127 de las transmisiones 125, situados en las barquillas de las hélices, actúan sobre los platos de mando de paso cíclico lateral compensando por construcción el desfasaje del extremo 89 de la palanca de mando de paso cíclico 77 con respecto al azimut real de las palas, o sea aproximadamente 45º en la figura 20. Las otras dos transmisiones están designadas por el número de referencia 129 y están conectadas bajo los paneles de suelo de la carlinga a una pequeña palanca transversal 131 que está a su vez unida a la palanca 121 y se desplaza cuando tiene lugar un movimiento de inclinación Adelante-Atrás de la palanca o de una rotación de ésta. Los extremos 133 de las transmisiones 129, situados en las barquillas de las hélices actúan sobre los platos de mando de paso cíclico longitudinal, de acuerdo con la descripción anterior.

Como será explicado más en detalle a continuación, estas conexiones de mando simples son suficientes para asegurar todas las maniobras en vuelo necesarias para pilotar el avión 10 de la invención. El movimiento de inclinación Derecha-Izquierda de la palanca 121 manda unas variaciones asimétricas de los platos de mando de paso lateral, para crear así un momento de balanceo que provoca el aparato en balanceo. Un movimiento de inclinación Adelante-Atrás de la palanca manda unas variaciones simétricas de los platos de mando de paso longitudinal para crear así el momento de cabeceo que permite al aparato volar con el morro hacia arriba y hacia abajo, es decir encabritado y en picado. El mismo movimiento de la palanca de mando 121 permite también modificar el ángulo de inclinación de las hélices, a condición de que el grifo de freno 113 haya sido abierto, como se ha explicado. Una rotación de la palanca de mando 121 manda, por medio de la palanca transversal 131, unas variaciones asimétricas del mando de paso longitudinal que, debido a la elasticidad del vástago de torsión 95, modifica a su vez el ángulo de inclinación de las hélices y la dirección de su soplo. Esto crea el momento de guiñada necesario durante un vuelo a baja velocidad y durante las transiciones entre los modos de vuelo. Un movimiento de rotación de la palanca de mando 121 reemplaza la palanca que se encuentra en un avión tradicional. Si se desea, sin embargo, puede ser instalada una palanca y estará, por consiguiente, unida a la palanca transversal 131 de manera conocida por el experto en la materia. Sin embargo, la configuración descrita aquí permite al piloto pilotar el aparato 10 con una sola mano, en lugar de utilizar una de sus manos y sus dos pies. Es posible determinar unos grados variables de sensibilidad de respuesta a las entradas de mando seleccionando cuidadosamente las longitudes de los brazos de palanca en los extremos de los mecanismos de transmisión 125 y 129.

Conservando la esencialidad de la descripción anterior de la presente invención, dada con referencia a las figuras 17 a 20, se invita ahora al lector a referirse a las figuras 1 a 16 a fin de comprender todos los modos de funcionamiento del avión 10 de la invención.

Las descripciones siguientes del pilotaje en cabeceo y de las maniobras de transición así como del pilotaje en balanceo y en guiñada permitirán al lector comprender de qué manera las tres características de concepción importantes descritas anteriormente en la parte dedicada al resumen de la invención, son utilizadas para resolver las dificultades asociadas a los tres puntos a tomar en consideración para la concepción, y que han sido evocados en la introducción.

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Un primer aspecto se refiere al pilotaje del aerodino según unos grados de libertad simétricos, en particular en lo que concierne al cabeceo del aparato y la inclinación de las hélices.

En lo que concierne a la potencia de los motores y al paso de las hélices, una acción simétrica influirá sobre la velocidad a la cual las hélices giran así como el empuje de las hélices 17. Esta velocidad de las hélices se supone regulada y tratada de acuerdo con unos principios conocidos, lo que permite al piloto concentrar su atención sobre el cabeceo del aparato y la inclinación de las hélices. Por ejemplo, en un avión característico, las dos hélices sincronizadas están equipadas con un dispositivo que permite unas variaciones idénticas de su paso, variaciones que son efectuadas por un mecanismo de accionamiento de mando de paso. El piloto dispone de mandos que le permiten elegir un ajuste de régimen de las hélices para cada fase individual de vuelo, por ejemplo, "régimen de despegue" o "régimen de crucero". Una vez que se ha elegido un ajuste, es conservado durante toda la duración de la fase de vuelo; ninguna entrada del piloto es necesaria para las modificaciones mínimas que deben ser aportadas de forma continua a los ajustes de régimen durante el vuelo. Un regulador interno aporta unas modificaciones mínimas continuas al paso de las hélices, a fin de actuar de manera que éstas funcionen a la velocidad de rotación apropiada para mantener la fase de vuelo elegida.

Además, el piloto manda el ajuste de potencia de los motores 17 con la ayuda de manecillas de los gases que acciona con la mano izquierda. Las manecillas de los gases están hermanadas a fin de que unas variaciones de potencia idénticas sean aportadas a cada motor, cuando todos los motores 17 funcionan correctamente. En caso de avería de un motor, el piloto puede compensar la pérdida de potencia del motor que falla aumentando la potencia del o de los
motor(es) restante(s). Este procedimiento de urgencia puede ser automatizado por medio de procedimientos actualmente disponibles, a fin de liberar la mano izquierda del piloto de una ocupación permanente por las manecillas de gas.

Sobre la base de los procedimientos de pilotaje existentes que han sido recordados anteriormente, las técnicas de pilotaje en cabeceo e inclinación de las hélices de acuerdo con las enseñanzas de la presente invención son los siguientes.

Gobierno de cabeceo del aparato

El cabeceo del aparato es gobernado por unas variaciones simétricas de la componente longitudinal del paso cíclico de las hélices. Estas variaciones de paso provocan un momento de cabeceo que es aplicado a las hélices por unas fuerzas aerodinámicas exteriores. Este momento es transmitido de las hélices al fuselaje 11 por medio del órgano central pasando por el sistema de amortiguación, el mecanismo de bloqueo, el mecanismo de enclavamiento, y el sistema de frenado. Estas estructuras se han descrito anteriormente con referencia a las figuras 17 a 20.

Cuando el momento pasa por el sistema de amortiguación, su amplitud es reducida en un momento aerodinámico debido a la velocidad de inclinación de las hélices. Sin embargo, la velocidad de inclinación de las hélices (1/4 de vuelta en 20 segundos) es suficientemente pequeña comparativamente con la velocidad de rotación de las hélices (10 a 20 vueltas por segundo) para que el momento debido a la velocidad de inclinación de las hélices sea despreciable.

Este procedimiento de gobierno por el paso cíclico es casi idéntico al utilizado por los helicópteros convencionales. El mismo suprime la necesidad de prever un rotor de cola auxiliar de control de cabeceo o dos pares de rotores principales en tándem.

Por otra parte, este procedimiento de gobierno de cabeceo por el paso cíclico no está afectado por la velocidad horizontal del aparato o por el ángulo de inclinación de las hélices. Está técnica es por consiguiente extremadamente eficaz y puede ser utilizada en todas las fases de vuelo, tanto si el aparato está en fase de despegue, en fase de aterrizaje, en fase de vuelo de crucero en traslación, o en fase de transición entre unos modos de vuelo vertical y horizontal.

Inclinación de las hélices

Los párrafos siguientes describen el desarrollo de la transición del aparato del vuelo vertical al vuelo horizontal, o transición de ida, y después la transición de retorno. El desarrollo se describe etapa por etapa, estando cada etapa ilustrada por una figura que lleva un número correspondiente.

Etapa 1

El aparato ha despegado verticalmente y está en vuelo inmóvil o estacionario encima del terreno de aviación. El piloto ha pasado revista a todas las consignas de la lista de verificación y ha seleccionado los ajustes de régimen y de potencia apropiados. Se asegura, como se ha indicado en la lista de verificación, de que los alerones 43 previstos en los empenajes canard 41 estén completamente extraídos.

Mientras que el aparato está en un vuelo inmóvil, el flujo de aire aspirado hacia abajo por las hélices tiene una velocidad muy pequeña cuando pasa por encima del ala 19 y de los empenajes canard 41. Las fuerzas aerodinámicas que resultan del flujo del aire encima del ala 19 y de los empenajes canard 41 son despreciables, mediante lo cual no hay sustentación negativa. En este momento, el aparato es gobernado únicamente por las hélices cuyo empuje Fr asegura también toda la sustentación.

Por concepción, el centrado de gravedad del aparato está situado en la parte delantera de los ejes alrededor de los cuales pivotan las hélices y por delante de las aletas 27 y 29. Esta posición por delante del centro de gravedad es necesaria para asegurar al aparato una estabilidad de cabeceo a baja velocidad. El peso del aparato aplicado a nivel del centro de gravedad con respecto al eje de pivotamiento de las hélices crea un momento que se traduce por un picado del morro del aparato. Este momento debe ser equilibrado por un momento encabritador creado, por el paso cíclico de las hélices. Para tener en cuenta este momento, el piloto debe colocar el mando de paso cíclico en una posición situada en la parte posterior de la posición neutra, y elegir un ajuste de potencia elevado a fin de mantener un vuelo inmóvil estable y en traslación. El momento creado por las hélices y el momento creado por el posicionamiento por delante del centro de gravedad se neutralizan a través del mecanismo de bloqueo y el sistema de frenado.

Etapa 2

El piloto decide salir en transición del vuelo vertical al vuelo horizontal y empieza esta transición aumentando ligeramente la potencia del motor y haciendo picar el morro del aparato. Por ejemplo, si decide realizar esta maniobra con una aceleración de 2,5 m/s/s (0,25 g), el empuje requerido Fr viene dado por \sqrt{(1^{2}+0,25^{2})} = 1,03, lo que corresponde al 3% de empuje de más que el peso del aparato.

Además, el ángulo de picado necesario para la maniobra viene dado por tan^{-1} (0,25) = 14 grados. Por consiguiente, en esta fase de la transición, el avión debe tener un valor de empuje igual a 103% de su peso y un ángulo de picado de 14 grados.

En este instante, el volumen de aire generado por las hélices sigue el mismo esquema, con respecto al avión, que en el curso de la etapa 1. Esto significa que el soplo de las hélices está inclinado hacia abajo y hacia atrás formando un ángulo de aproximadamente 14 grados con una línea imaginaria que pasa por el centro de gravedad. Después de aproximadamente 5 segundos en esta configuración, el aparato alcanza una velocidad horizontal de 12,5 m/s. 10 segundos después de haber empezado la transición del vuelo vertical al vuelo horizontal, el avión ha alcanzado la velocidad horizontal de 25 m/s.

Etapa 3

A estas velocidades horizontales bajas, el flujo de aire alrededor del ala es desviado hacia abajo por las hélices, lo que lo obliga a pasar por encima del ala 19. Esto crea sobre el ala una fuerza de sustentación negativa (-f_{a}), la cual genera a su vez un momento encabritador que actúa sobre el avión. En la zona de los empenajes canard 41, el flujo de aire permanece poco perturbado por las hélices. Dado que los alerones 43 situados sobre los empenajes canard 41 están completamente extraídos, los empenajes canard 41 proporcionan una sustentación positiva (f_{e}) que crea un segundo momento encabritador que actúa sobre el aparato.

El momento creado por la sustentación negativa del ala y el momento creado por la sustentación positiva de los empenajes canard 41 cuyos alerones 43 están extraídos se suman para generar un momento encabritador más importante cuya amplitud crece a medida que aumenta la velocidad hacia adelante del aparato. Este momento empieza por compensar el momento de picado debido al posicionado por delante del centro de gravedad del aparato. Después, estos dos momentos opuestos se anulan mutuamente, después de lo cual, cuando la velocidad horizontal continúa aumentando, el momento encabritador sobrepasa el momento picador.

En consecuencia, cuando el aparato toma velocidad, el piloto debe desplazar progresivamente el mando cíclico hacia adelante con respecto a su posición situada en la parte posterior de la posición neutra de las etapas 1 y 2 a fin de contrabalancear la tendencia a encabritarse del morro del aparato. Esto hace que el vector de empuje Fr actúe sobre un punto situado detrás del centro de las hélices. En este momento, el tope unidireccional del mecanismo de bloqueo ya no es activo, siendo el cierre del grifo de freno 113 el único responsable de que los ejes de las hélices permanezcan en la posición vertical (90 grados).

Etapa 4

Para que las hélices se inclinen hacia adelante, es preciso que el grifo de freno 113 esté abierto. Cuando está abierto, las hélices empiezan a pivotar por sí mismas hacia adelante. En una variante del aparato ideado sin el mecanismo de frenado mandado por el piloto, las hélices empiezan a inclinarse hacia adelante en cuanto la palanca de mando cíclica es desplazada hacia adelante más allá de la posición neutra.

Durante el movimiento de inclinación hacia adelante de las hélices, los momentos debidos a las variaciones del paso cíclico son transmitidos al aparato, con una pequeña reducción como ha sido explicado anteriormente, por medio del sistema amortiguador. El calibre del surtidor 111 ha sido elegido para ser suficientemente estrecho a fin de limitar la velocidad de inclinación de las hélices a unos valores muy bajos (1/4 vuelta en 20 segundos = 4,5 grados/s) de manera que los movimientos de pilotaje aplicados por el piloto gracias a uno ajustes del paso cíclico no varían de forma apreciable.

En el curso de esta etapa de transición, el piloto solo tiene que mantener la aceleración del aparato en el valor deseado y la pendiente de la trayectoria a lo largo de la trayectoria deseada. Todas las correcciones necesarias se efectúan con la ayuda de la palanca de mando de paso cíclico. Por ejemplo, si el aparato sube más de lo que se desea, es suficiente, para corregir el desvío de trayectoria, desplazar la palanca de mando de paso cíclico hacia adelante para bajar el morro del aparato.

En lo que concierne en la inclinación de las hélices, de hecho, durante las fases iniciales de la transición del vuelo vertical al vuelo horizontal, no son las hélices propiamente dichas las que pivotan hacia abajo, sino por el contrario es el resto del aparato el que pivota hacia arriba. Es decir que no son las hélices las que se desplazan con respecto al suelo, sino el aparato mismo. El aparato pivota del modo inicial en picado que tenía en el curso de la Etapa 2, a un modo de vuelo en traslación, y después un modo encabritado. Esta rectificación del fuselaje 11 disminuye, y después hace desaparecer, la sustentación negativa debida al ala principal 19, y su momento encabritador resultante. La pérdida del momento encabritador es compensada por un aumento de la sustentación (f_{e}) debida a los empenajes canard 41 cuyos alerones 43 están siempre extraídos.

En este momento, mientras que la velocidad horizontal del aparato sólo es de 10 a 20 m/s, la parte esencial de la sustentación de éste está aún asegurada directamente por el empuje Fr de las hélices. Sin embargo, cuando la velocidad horizontal aumenta y el aparato empieza a encabritarse, una parte creciente de la sustentación empieza a estar asegurada por el ala 19 y los empenajes canard 41.

Hasta entonces, la potencia era máxima, es decir regulada por pleno gas. Una vez que la velocidad horizontal del aparato ha alcanzado 25 m/s, la potencia requerida para permitir al aparato mantener su posición sin aceleración es inferior a la potencia máxima proporcionada por un solo motor. El piloto puede entonces accionar las manecillas de los gases para llevar los motores 17 a una regulación de potencia inferior.

Etapa 5

Aproximadamente diez segundos más tarde, el aparato alcanza una velocidad horizontal de 50 m/s. A esta velocidad, el ala y el empenaje horizontal 40 proporcionan una sustentación (f_{a} + f_{e}) suficiente para equilibrar el peso Mg del aparato. Si no se ha hecho ya, el piloto puede aflojar la presión del freno para permitir a las hélices adoptar su posición totalmente horizontal.

Etapa 6

La transición de ida ha terminado. Las hélices están en su posición totalmente horizontal y están enclavadas en esta posición con la ayuda del mecanismo de enclavamiento mandado por el piloto. El aparato acelera para alcanzar su velocidad de ascenso de 70 m/s, y después su velocidad de crucero de 100 a 125 m/s (siendo la velocidad de crucero función de la altitud del aparato). Este es entonces totalmente semejante a un avión. Su ángulo de ataque y su asiento están reducidos a fin de asegurar su sustentación en todas las velocidades y a todas las altitudes. Los alerones 43 de los empenajes canard son utilizados por el piloto para equilibrar el aparato, de manera que el mando cíclico puede ser dejado en la proximidad de la posición neutra sin necesitar un esfuerzo permanente del piloto.

La inclinación de las hélices y el régimen de potencia de los motores 17 se eligen en función de las configuraciones necesarias para el ascenso, y después para el crucero.

Etapa 7

El aparato está en configuración de crucero completo; los alerones 43 de los empenajes canard han sido entrados y el mando de paso cíclico está próximo a la posición neutra. El empuje Fr actúa a lo largo del eje central de cada hélice.

El aparato vuela en traslación a una velocidad que se sitúa entre 100 y 125 m/s. El piloto inicia el descenso del aparato. La velocidad del aparato es ralentizada a 50 m/s cuando el piloto tira de las manecillas de los gases hacia atrás para disminuir la potencia. El ángulo de ataque del ala aumenta y el piloto compensa extrayendo los alerones 43 de los empenajes canard a fin de equilibrar la sustentación del ala y mantener el mando cíclico en la proximidad de la posición neutra.

Cuando el aparato alcanza una velocidad horizontal de 50 m/s, el piloto estabiliza el descenso a razón de -3 m/s y con una pendiente de 6%.

Etapa 8

La configuración del aparato en esta fase de la transición de retorno es semejante a la configuración que tenía durante la etapa 6. Sin embargo, la potencia de los motores es reducida, puesto que el aparato está en descenso y no en ascenso o en aceleración.

Antes de iniciar la transición real del valor horizontal al vuelo vertical, el régimen de las hélices es ajustado al valor apropiado. Esta regulación es semejante a la regulación del despegue, siendo los dos ajustes superiores al ajuste de crucero.

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Etapa 9

La verdad era transición de retorno del vuelo horizontal al vuelo vertical empieza cuando el piloto entra los alerones 43 de los empenajes canard. Como los alerones 43 han sido entrados, el momento debido a la sustentación del ala debe entonces ser equilibrado por un momento encabritador debido a las hélices. Cuando el piloto entra los alerones 43, debe también tirar de la palanca de mando cíclico para mantener el asiento del aparato. En este momento, el empuje Fr de las hélices se ejerce paralelamente a su eje central y es aplicado a nivel de un punto bajo del disco de las hélices.

Etapa 10

Los pestillos que fijan las hélices a las aletas están desenclavados y el grifo 113 está abierto. Las hélices pivotan lentamente hacia arriba bajo el efecto del momento encabritador debido al paso cíclico de las hélices. Todos los momentos aerodinámicos son transmitidos de las hélices al fuselaje 11 por medio del sistema amortiguador.

Al cabo de 10 a 20 segundos, las hélices han pasado de la posición en la cual su eje está completamente horizontal (0 grados) a la posición en la cual su eje está completamente vertical (90 grados). El movimiento de pivotamiento de las hélices se para cuando las mismas pasan a topar contra el mecanismo de bloqueo. Una vez que las hélices han alcanzado la posición de 90 grados, todos los momentos aerodinámicos son transmitidos de las hélices al fuselaje 11 por medio del mecanismo de bloqueo.

Mientras que las hélices se inclinan hacia atrás, el empuje Fr que proporcionan es pequeño, y la parte esencial de la sustentación está asegurada por el empenaje horizontal 40 y el ala principal (f_{e} + f_{a}).

Etapa 11

El piloto prosigue la transición del vuelo horizontal al vuelo vertical continuando decelerando el aparato. La potencia de los motores es aumentada, lo que se traduce por un aumento del paso y del empuje Fr. El aparato es mantenido en una actitud ligeramente encabratida a fin de que el empuje presente una componente dirigida hacia atrás y contribuye a frenar el aparato.

En esta fase, el soplo de las hélices crea un esquema de flujo de aire que disminuye el ángulo de ataque o de incidencia del ala y reduce la parte de la sustentación f_{a}, que está asegurada por el ala. A medida que el aparato ralentiza para alcanzar una velocidad horizontal de 25 m/s, la mayor parte de la sustentación es transferida del ala a las hélices. La sustentación asegurada por el empenaje horizontal 40 cuyos alerones 43 están entrados, es despreciable.

El piloto decide poner fin a la transición de retorno preparándose para posar el aparato, desde que el área de aterrizaje está a la vista. La potencia de los motores es aumentada una nueva vez, y el morro del aparato es encabritado aún más. El soplo de las hélices actúa de la misma manera que en curso de la etapa 3, lo que se traduce por la creación de una sustentación negativa debida al ala. Sin embargo, la actitud encabritada del aparato así como su trayectoria descendente hacen que la sustentación negativa sea mucho menos importante que la creada en el curso de la etapa 3. Además, la configuración de vuelo del aparato garantiza también que las hélices permanecieran apoyadas contra su tope vertical y no pivotaran hacia abajo. La palanca de mando de paso cíclico es mantenida tirada hacia atrás para actuar de manera que las hélices queden en apoyo contra el tope vertical.

Etapa 12

A unas velocidad extremadamente bajas, el flujo de aire creado por las hélices resulta semejante al de las etapas 1 y 2. Para acabar la transición de retorno, el piloto recula la potencia a fin de mantener el aparato en la altitud deseada mientras que posiciona éste encima del área de aterrizaje. Después, posa el aparato como lo haría con un helicóptero convencional.

El pilotaje del aparato según unos grados de libertad asimétricos, es decir en lo que concierne al balanceo y a la guiñada del aparato, puede ser explicado de la manera siguiente.

Cuando el aparato está en vuelo inmóvil o se desplaza a velocidades extremadamente bajas, el gobierno de balanceo es proporcionado por unas variaciones asimétricas del paso cíclico lateral, sin cambio del paso general de las hélices. Es el piloto el que manda estas variaciones desplazando la palanca de mando de paso cíclico a la izquierda o a la derecha. La regulación del paso general de las hélices debe permanecer igual para cada una de las hélices. Las variaciones cíclicas provocan diferencias de sustentación sobre cada mitad derecha e izquierda de los discos de las hélices. Estas diferencias de sustentación provocan unos momentos que inducen un cabeceo que se transmiten al fuselaje 11 por medio de los cubos de las hélices y de las aletas. Estos momentos que inducen un cabeceo son extremadamente eficaces y pueden ser generados por unas variaciones del paso cíclico de 2 ó 3 grados solamente. Además, la presión ejercida por el piloto sobre la palanca de mando para efectuar las variaciones de paso es mínima y no necesita por tanto ningún sistema de asistencia mecánica. Dicho sistema sería necesario si las variaciones se refirieran a los pasos colectivos de las hélices.

El gobierno de guiñada es proporcionado por unas variaciones asimétricas del paso cíclico longitudinal. La utilización de variaciones simétricas del paso cíclico longitudinal como procedimiento de gobierno de cabeceo del aparato ha sido ya descrito. En el caso del gobierno de guiñada, los momentos de cabeceo opuestos debidos a las variaciones del paso cíclico de cada hélice se anulan mutuamente. Sin embargo, en razón de la elasticidad del vástago de unión, cada hélice puede tener una inclinación desplazada en 2 ó 3 grados con respecto a la otra (de forma asimétrica). Debido a las diferencias de ángulos de inclinación y de las diferencias resultantes de los componentes de la fuerza de sustentación de cada hélice hacia adelante y hacia atrás, se crea un momento de guiñada. La amplitud de este momento es suficientemente importante para obligar al aparato a girar según el eje de la guiñada.

Se observará que, durante el vuelo lento, es importante disponer de un mecanismo de gobierno de guiñada extremadamente eficaz para compensar el efecto de las ráfagas de viento y del ángulo de derrapaje del aparato debido a unos vientos laterales.

El procedimiento de gobierno de balanceo descrito anteriormente puede ser utilizado eficazmente durante un vuelo en traslación a gran velocidad. Esto significa que el mismo procedimiento de gobierno de balanceo puede ser utilizado para todas las fases de vuelo. A grandes velocidades, las variaciones asimétricas del paso cíclico lateral crean unas fuerzas radiales que actúan en el plano de rotación de las hélices. Estas fuerzas son la causa del momento de balanceo.

El fenómeno de las fuerzas de sustentación radiales debidas a las hélices necesita una explicación. Una explicación gráfica es proporcionada en las figuras 15 y 16. La fuerza de sustentación radial es debida al valor elevado de la velocidad axial a través de la hélice y, por consiguiente, al aumento importante del paso general. Por ejemplo, a una velocidad de crucero igual a la velocidad periférica de las palas de las hélices, el ángulo del paso general en el extremo de cada pala es de 45 grados. Además, el ángulo del paso general es incluso superior en los emplazamientos de la pala que están situados más cerca de su pie. Cuando la velocidad de crucero representa la mitad de la velocidad periférica de una pala, la mitad de la longitud de cada pala de hélice, de 0 a 0,5 R, tiene un ángulo de paso general superior a 45 grados. En estas condiciones, una variación del paso cíclico lateral provoca diferencias de sustentación entre los lados derecho e izquierdo del disco de hélice. (El disco de hélice es el disco imaginario creado por la rotación rápida de las hélices). La componente de sustentación en el plano de los discos de las hélices es superior a la componente de sustentación axial. Los componentes en el plano de los discos de las hélices se añaden entre los lados izquierdo y derecho de los discos de las hélices, de lo que resulta una fuerza de sustentación radial importante. Si la hélice derecha gira en el sentido de las agujas del reloj y la hélice izquierda en sentido inverso, el momento debido a la sustentación radial (Fig. 16) actúa en la misma dirección que el momento inducido por las hélices cuando el avión está en vuelo inmóvil (Fig. 15). Por consiguiente, esta técnica que consiste en utilizar las variaciones del paso cíclico lateral para gobernar el balanceo es eficaz durante todas las fases de vuelo y puede ser empleada del despegue al aterrizaje como único procedimiento de gobierno del balanceo.

En lo que concierne a las variaciones asimétricas del paso cíclico longitudinal, si el mecanismo de enclavamiento no estuviera enclavado, como en vuelo lento donde no lo está, una inclinación asimétrica de las hélices provocaría un momento de balanceo suplementario pero no un momento de guiñada. Podría por consiguiente parecer necesario desarrollar un mecanismo de mando para permitir un gobierno de guiñada en vuelo en traslación a gran velocidad. Sin embargo, a título de característica de la invención de la invención y con el fin de simplificar el aparato, dicho mecanismo de mando no es necesario y no está por tanto previsto en el aparato de la invención.

A diferencia de las velocidades lentas, la corriente de aire que circula alrededor del aparato a velocidades elevadas actúa sobre los empenajes verticales (derivas 25) fijados en cada uno de los extremos del ala 19 para conferir al aparato la estabilidad de guiñada requerida. Un mecanismo de gobierno de guiñada no es por tanto necesario cuando el aparato está en vuelo en traslación a gran velocidad. Como es el caso en otros aviones convencionales que vuelan a grandes velocidades, solamente los mecanismos de gobierno de cabeceo y de balanceo son necesarios y éstos son por tanto los dos únicos mecanismos de gobierno de los que dispone el piloto mientras que este aparato particular está en vuelo en traslación a gran velocidad. El gobierno de balanceo es el único necesario para permitir al aparato virar eficazmente, de manera que las hélices están enclavadas a nivel de la posición 0 grados y que las variaciones asimétricas del paso cíclico longitudinal no son utilizadas.

Cuando el aparato está en transición entre los modos de vuelo vertical y horizontal, los procedimientos de mando descritos anteriormente para el vuelo a velocidad lenta y a velocidad elevada permanecen eficaces y pueden ser utilizados. Las variaciones asimétricas de la componente lateral del paso cíclico provocan el balanceo del aparato e inducen también una guiñada despreciable. Esto significa que cuando el avión se inclina a la derecha, gira también a la derecha, pero no suficientemente para que ello constituya un inconveniente. Las variaciones asimétricas del paso cíclico longitudinal crean una guiñada cuando el aparato vuela a una velocidad moderada y cuando las hélices están solo ligeramente inclinadas. Pero, cuando la velocidad horizontal del aparato aumenta, se crea un balanceo relativamente pequeño y despreciable. Sin embargo, el gobierno de guiñada resulta inútil cuando el aparato acelera para pasar a la velocidad de crucero, debido a la estabilidad de guiñada asegurada por las derivas 25 del ala.

Es importante observar que el beneficio de la fuerza de sustentación radial generada por las hélices está directamente ligado a la segunda característica de concepción de la invención, es decir a la combinación de una hélice con paso cíclico variable y de un cubo rígido. La sustentación radial es concomitante con un momento transversal a la hélice en razón del paso general importante de las hélices (45 grados). Un rotor de helicóptero no es, por su concepción de palas articuladas, no apto para transmitir un momento transversal de este tipo y se orienta por sí mismo para compensar y, por consiguiente, anular este momento y, con él, toda la sustentación radial. Una hélice de avión convencional cuyo paso cíclico no puede ser modificado, no puede ser maniobrada por el piloto para generar una sustentación radial.

Por consiguiente, la invención descrita aquí en relación con un modo de realización preferido cumple individualmente y colectivamente todos los objetivos definidos anteriormente y propone un aerodino con despegue y aterrizaje verticales que presenta una gran novedad y una gran utilidad.

Aunque la descripción anterior se haya referido a un modo de realización preferido de la invención, ésta no está desde luego limitada a los modos de realización descritos e ilustrados aquí, y el experto en la materia comprenderá fácilmente que es posible aportar a la misma numerosas variantes y modificaciones sin salir por ello del marco de la invención.

Claims (17)

1. Aerodino con despegue y aterrizaje verticales, que comprende un fuselaje (11) que presenta un extremo anterior (12) y un extremo posterior (16); un ala (19) montada sobre el extremo posterior (16); un empenaje canard horizontal (40) montado sobre el extremo delantero (12); dos brazos opuestos (27, 29) soportados lateralmente por el fuselaje (11), entre el ala (19) y el empenaje (40); presentando cada brazo un extremo libre distante del fuselaje (11), sobre el cual está montada una barquilla de hélice (33, 35) que soporta una hélice (37) que posee un eje de rotación y arrastrada por unos medios motores (17) por medio de árboles de transmisión (45), poseyendo las hélices (37) cada una un cubo de hélice (55) y unas palas (59); estando cada pala de una hélice unida de forma articulada al cubo correspondiente (55) para que su paso pueda variar, poseyendo cada hélice además unos medios para hacer variar el paso de sus palas de forma colectiva y de forma cíclica según el azimut longitudinal y el azimut lateral alrededor del eje de rotación de dicha hélice; presentando el aerodino además unos medios de mando de cabeceo, de balanceo y de guiñada a disposición del piloto, estando cada barquilla de hélice (33, 35) montada en el extremo libre del brazo correspondiente por un pivote de inclinación (93) y siendo apta para inclinarse entre una primera posición en la cual el eje de rotación de su hélice está sensiblemente horizontal, y una segunda posición en la cual este eje está sensiblemente vertical;

caracterizado porque las barquillas (33, 35) pueden inclinarse por sí mismas alrededor de sus pivotes de inclinación (93) bajo la acción del momento aplicado que resulta de variaciones del paso cíclico de las palas (59) de las hélices (37), siendo su inclinación controlada por unos medios de frenado apropiados (95, 106, 111, 113 y 114).

2. Aerodino según la reivindicación 1, caracterizado porque los medios de frenado de la inclinación de las barquillas (33, 35) comprenden dos vástagos (95) que transmiten el ángulo de inclinación de dichas barquillas (33, 35) con respecto a sus brazos (27, 29) a un órgano central destinado a limitar este ángulo de inclinación entre 0 grados y 90 grados así como la velocidad de variación de este ángulo.

3. Aerodino según la reivindicación 2, caracterizado porque el órgano central comprende un tope de final de carrera (106) que impide al ángulo de inclinación sobrepasar el valor de 90 grados hacia atrás.

4. Aerodino según la reivindicación 3, caracterizado porque posee un centro de gravedad situado por delante de los brazos (27, 29), siendo el momento de picado del fuselaje transmitido a las barquillas de hélice (33, 35) por el tope (106), cuando éste está en contacto.

5. Aerodino según la reivindicación 2, caracterizado porque el órgano central comprende un amortiguador destinado a limitar la velocidad de variación del ángulo de inclinación durante las fases de transición del vuelo, sin provocar una modificación sensible del momento de cabeceo transmitido al aerodino.

6. Aerodino según la reivindicación 5, caracterizado porque el amortiguador comprende un vástago (101) acoplado al órgano central y que soporta un pistón (103) móvil en un cilindro (105), presentando el cilindro a una y otra parte del pistón unos orificios conectados entre sí por un conducto (107, 109) que presenta un surtidor calibrado (111).

7. Aerodino según la reivindicación 6, caracterizado porque el conducto (107, 109) contiene un grifo (113) que constituye uno de los medios de frenado apropiados que puede ser accionado entre una posición abierta que permite un flujo de fluido frenado por el único surtidor (111) y una posición cerrada que impide el flujo de fluido, por tanto el desplazamiento del pistón (103).

8. Aerodino según la reivindicación 1, caracterizado porque los pivotes de inclinación (93) entre las barquillas de hélice (33, 35) y los brazos (27, 29) presentan cada uno un órgano de enclavamiento (114) apto para ser engatillado para bloquear el eje de las hélices paralelamente al eje del aerodino en vuelo rápido, y apto para ser desengatillado para permitir la libre inclinación de las barquillas (33, 35) durante los vuelos de transición.

9. Aerodino según la reivindicación 1, caracterizado porque el empenaje canard horizontal (40) comprende dos alerones pivotantes (43).

10. Aerodino según las reivindicaciones 5, 8 y 9, caracterizado porque el medio de mando de cabeceo comprende una palanca (121) acoplada a los medios de variación cíclica longitudinal del paso de las palas, cualquiera que sea la inclinación de las barquillas, y manda, además del cabeceo instantáneo con corto período del aerodino, el movimiento lento de inclinación de las barquillas hacia adelante/hacia atrás en combinación con la posición salida/entrada de los alerones (43) del empenaje.

11. Aerodino según la reivindicación 2, caracterizado porque cada vástago (95) es un vástago de torsión tal que cada una de las barquillas de hélice (33, 35) puede aceptar una diferencia de aproximadamente \pm 3º con respecto al ángulo de inclinación.

12. Aerodino según la reivindicación 11, caracterizado porque el medio de mando de guiñada está unido de forma asimétrica a los medios de variación cíclica longitudinal del paso de las palas, provocando la acción de este medio de mando un momento sobre las barquillas de hélice, una inclinación diferencial hasta \pm 3º de dichas barquillas debido a la torsibilidad de los vástagos (95), y un momento de guiñada sobre el aerodino proporcional al seno del ángulo de inclinación.

13. Aerodino según las reivindicaciones 10 y 11, caracterizado porque el medio de mando de guiñada comprende la palanca (121) del mando de cabeceo y una palanca (131) cuyos extremos están acoplados a los medios de variación cíclica longitudinal del paso de las palas de las hélices.

14. Aerodino según la reivindicación 1, caracterizado porque el ala (19) está dispuesta encima del fuselaje (11) de manera que sea liberada del soplo de las hélices.

15. Aerodino según la reivindicación 1, caracterizado porque cada pala (59) presenta una raíz acoplada de forma giratoria al cubo (55) por una inserción hembra (61) que rodea un eje macho (57), un primer cojinete (65) situado a nivel de dicha raíz y un segundo cojinete (63) separado del primero.

16. Aerodino según la reivindicación 1, caracterizado porque la variación del paso cíclico de cada hélice (37) según los dos azimuts es mandada por un plato oscilante (79).

17. Aerodino según las reivindicaciones 10 ó 12, caracterizado porque la unión entre los medios de mando a disposición del piloto y los medios de variación cíclica del paso de las palas comprende una transmisión flexible insensible a la inclinación de las barquillas de hélice (33, 35).