ES2268941A1 - Aeronave ligera de despegue y aterrizaje vertical. - Google Patents
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- B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
Abstract
Aeronave ligera de despegue y aterrizaje vertical. La aeronave incluye un fuselaje (5) carente tanto de alas fijas como de elementos móviles exteriores al mismo, en el que se establecen cuatro grupos carenados (1-2-3-4) de rotor y contrarrotor, contando cada grupo con aberturas en ambos extremos, superior e inferior, para permitir el flujo de aire a través de ellos, situándose dos (1-2) a nivel de proa y otros dos (3-4) a nivel de popa, y entre unos y otros la cabina (6) o zona de carga. El fuselaje (5) incorpora además un motor a reacción (7) con entradas de aire (8) y (9) y salida posterior (10) para los gases de turbina. Cada grupo rotor y contrarrotor está accionado por dos motores eléctricos independientes, de manera que la diferente velocidad de cada rotor y contrarrotor dentro de cada grupo permite maniobrar la aeronave en tres dimensiones.
Description
Aeronave ligera de despegue y aterrizaje
vertical.
La presente invención se refiere a un vehículo
ligero, concretamente a una aeronave, de despegue y aterrizaje
vertical, dotado de medios que permiten que dicho vehículo pueda
desplazarse vertical y horizontalmente, así como también de un
movimiento combinado de los dos anteriores.
El objeto de la invención es conseguir una
aeronave provista de un fuselaje sin alas fijas ni partes móviles
externas al mismo, capacitada para alcanzar altas velocidades y con
una gran capacidad y facilidad de maniobra, controlable tanto desde
el interior de la aeronave como a distancia de la misma.
En el ámbito de la aeronáutica existen dos
conceptos básicos de aeronave, el de ala fija, con el que se
corresponden los comúnmente denominados aeroplanos, y los de ala
rotatoria comúnmente denominados helicópteros y que están
capacitados para el despegue y aterrizaje vertical.
Existen no obstante aeronaves que incorporan
estructuras motor/rotor pivotantes en los extremos de cada ala
fija, de manera que pueden comportarse como helicópteros cuando los
rotores se encuentren en posición vertical, y como aeroplanos
cuando los rotores son inclinados 90° hacia delante, de manera que
estas aeronaves con rotores inclinables desarrollan una mayor
velocidad y tienen un alcance mayor que los helicópteros.
Son conocidas también soluciones intermedias
entre los helicópteros y las aeronaves con rotor inclinable, entre
las que cabe destacar la que se describe en la patente US
6.293.492, en la que se utilizan rotores coaxiales carenados con un
método de control por variación de la velocidad diferencial entre
ambos, siendo los rotores incunables y donde dichos rotores
incorporan un sistema de rotor y de contrarrotor.
El ámbito de aplicación de esta patente
corresponde al de las aeronaves con alas rotatorias tipo
helicóptero.
La aeronave ligera de despegue y aterrizaje
vertical que la invención propone constituye un notable avance
tecnológico en este campo, de manera que, incluyendo un fuselaje,
carece de alas fijas y de partes móviles externas al mismo,
características estas últimas que permiten incrementar de forma
notable tanto su velocidad como su maniobrabilidad, quedando todas
las partes dedicadas a proporcionar la fuerza de sustentación
alojadas en el interior del fusela-
je.
je.
Para ello la aeronave incorpora cuatro grupos de
rotor y contrarrotor, carenados, para proporcionar sustentación y
completa maniobrabilidad tridimensional.
Estos cuatro grupos carenados son inclinables y
están combinados con un sistema de empuje vectorial para producir
la fuerza de desplazamiento horizontal adicional.
De acuerdo con otra característica esencial de
la invención los cuatro grupos rotores, que poseen cabezas de rotor
no articuladas o fijas, son accionados por motores eléctricos
independientes, alimentados por la planta de potencia a expensas de
la energía cinética liberada por el sistema de empuje vectorial
citado, concretamente de uno o más reactores.
La aeronave incorpora además medios de control
electrónico, sensores y actuadores para realizar la interfase con
los citados motores eléctricos, planta de potencia, baterías, y
sistemas de empuje vectorial, para manejar el vehículo, bien a
distancia por medio de un radioenlace telemático, o bien desde
dentro de dicho vehículo por medio de un enlace por cable
eléctrico.
Para complementar la descripción que se está
realizando y con objeto de ayudar a una mejor comprensión de las
características del invento, de acuerdo con un ejemplo preferente
de realización práctica del mismo, se acompaña como parte
integrante de dicha descripción, un juego de dibujos en donde con
carácter ilustrativo y no limitativo, se ha representado lo
siguiente:
La figura 1.- Muestra una representación
esquemática en perspectiva de una aeronave ligera de despegue y
aterrizaje vertical realizada de acuerdo con el objeto de la
presente invención.
La figura 2.- Muestra una representación también
esquemática de un perfil de la misma aeronave.
La figura 3.- Muestra, según una vista superior,
el diagrama del chasis del fuselaje de la aeronave, con detalle de
los grupos rotores.
La figura 4.- Muestra, según una representación
esquemática en perspectiva y en explosión, la estructura
simplificada de uno de los grupos rotor y contrarrotor.
La figura 5.- Muestra una representación
esquemática en alzado lateral y en sección del conjunto de la
figura anterior, debidamente montado.
La figura 6.- Muestra una representación
esquemática en planta superior de un conducto de carenado con su
correspondiente grupo rotor y contrarrotor.
La figura 7.- Muestra una representación similar
a la figura 1, a la que se han incorporado los vectores
correspondientes a las diferentes fuerzas producidas por uno de los
grupos rotor y contrarrotor.
La figura 8.- Muestra un diagrama de la
composición de fuerza resultante de la interacción de las fuerzas
creadas por cada uno de los cuatro grupos rotor y contrarrotor, y
el peso de la aeronave.
La figura 9.- Muestra, finalmente, un diagrama
de bloques simplificado correspondiente al control electrónico de
todo el sistema.
En la perspectiva de la figura 1 se muestra,
sobre el fuselaje (5) de la aeronave, la disposición de los cuatro
rotores carenados, el frontal de estribor (1), el frontal de babor
(2), el trasero de estribor (3) y el trasero de babor (4), así como
la cabina (6) y la disposición del motor a reacción (7) para
desplazamiento horizontal de la aeronave, con sus entradas de aire a
estribor (8) y a babor (9), así como la correspondiente salida (10)
de los gases de la turbina.
La disposición de estos elementos se observa
también y con mayor claridad en la figura 2.
En la figura 2 sólo se ve el costado de babor,
por tanto sólo se pueden apreciar las entradas (11 y 12) y salidas
(13 y 14) de aire del conducto carenado de los grupos rotor y
contra rotor 2 y 4.
Los grupos carenados de rotor y contrarrotor
(1-2-3-4)
proporcionan fuerzas de sustentación y fuerzas transversales al eje
longitudinal del fuselaje (5) del vehículo, proporcionando una
capacidad de maniobra tridimensional completa. Cada uno de estos
grupos incluye por lo menos un rotor girando en el sentido de las
agujas del reloj y al menos un rotor girando en sentido contrario,
siendo cada uno de estos grupos, conjuntamente con el carenado que
los envuelve, incunables mediante bisagras o ejes de pivotamiento
(15-16-17-18-19-20-21-22),
especialmente visibles en la figura 3, en la que el chasis
correspondiente a la cabina de la aeronave aparece referenciado con
(23).
Cada grupo rotor-contrarrotor
(1-2-3-4), como se
observa en la figura 4, cuenta con dos motores eléctricos e
independientes (24) y (25) que, a través de transmisiones también
independientes (26) y (27), transmiten el movimiento al eje (28)
que soporta el rotor (29), y al eje (31) que soporta el
contrarrotor (30), de manera que la independencia entre dichos
motores (24) y (25) permite al rotor (29) girar en el sentido de
las agujas del reloj a igual o diferente velocidad que el
contrarrotor (30) que gira en sentido contrario.
La cabeza de rotor fija del rotor que gira en el
sentido de las agujas del reloj está sujeta al eje 28, y la cabeza
de rotor fija del que lo hace en sentido contrario está, a su vez,
sujeta al eje 31. Ambos ejes están soportados por rodamientos (34)
y junto con sus motores eléctricos están unidos al carenado tubular
por medio de una estructura radial (32) según se muestra en la
figura 5; en dicha figura, y por motivos de claridad se ha
representado un solo radio (32), en la figura 6, que muestra una
vista en planta del sistema de rotor y contra rotor se aprecian
tres radios distribuidos equiangularmente, y que se usan para
soportar los ejes de los rotores así como los motores eléctricos,
permitiendo su movimiento solidario con el carenado tubular cuando
éste es inclinado respecto al plano horizontal.
En la figura 6 se observa como cada uno de los
grupos rotor y contrarrotor es capaz de bascular sobre las bisagras
o ejes de pivotamiento (17-18) hasta cotas de \pm
30° con respecto al plano horizontal, con la ayuda de
servomecanismos de los que se hablará más adelante, figura en la que
se observa también la disposición de los tres radios de sujeción al
carenado (32), equiangularmente distribuidos, a que se ha hecho
mención con anterioridad. Por su parte, cada motor eléctrico
(24-25) dispone de un controlador de velocidad
electrónico.
En la figura 7 se muestra vista en perspectiva
de la aeronave resaltando las diferentes fuerzas producidas por el
grupo rotor-contrarrotor frontal de estribor (1), y
más concretamente el vector (37) corresponde a la fuerza de
sustentación debida al giro de los rotores, los vectores (38) y (39)
representan las variaciones de dicha fuerza debidas a la
inclinación del conducto (36) del carenado en el que se alojan los
rotores y, dado que las velocidades de rotación entre el rotor que
gira en el sentido de las agujas del reloj y el rotor que lo hace
en sentido contrario son controlables independientemente, creando
una diferencia entre ellas, el momento angular que aparece podría
crear un par de torsión responsable de fuerzas transversales,
positivas o negativas según el sentido del diferencial de velocidad
angular de los rotores, las cuales también se modificarán cuando se
incline el conducto del carenado de los rotores, habiéndose
referenciado con (40), (41) y (42) los vectores que representan
dichos pares de torsión, a vectores que también han sido
representados en el diagrama de la figura 8, correspondiente a los
cuatro grupos de rotor y contrarrotor
(1-2-3-4).
Concretamente en esta figura 8 los citados
cuatro vectores de torsión aparecen referenciados con (41), (46),
(48) y (50), correspondiendo la referencia (43) al centro de
gravedad del vehículo, en el que se sitúa el vector (44) que
representa su peso, mientras que los vectores (37), (45), (47) y
(49) representan las fuerzas de sustentación creadas por los cuatro
grupos rotor y contrarrotor
(1-2-3-4),
respectivamente. Los vectores (41), (46), (48) y (50) representan
el par de torsión producido por los cuatro grupos rotor y
contrarrotor
(1-2-3-4),
respectivamente, cuando las velocidades rotacionales en el sentido
de las agujas del reloj y en el sentido contrario son diferentes.
Dichos pares de torsión pueden ser positivos y negativos,
dependiendo de la diferencia entre dichas velocidades de rotación;
los pares de torsión también pueden ser cancelados si así se
requiere. Además, cada grupo rotor y contrarrotor puede ser
inclinado independientemente, con lo que las fuerzas descritas
anteriormente podrían ser inclinadas también.
Para controlar la maniobra del vehículo
alrededor del eje longitudinal (53) del fuselaje (5), se requiere
desbalancear las fuerzas
(37-47-45-49). El
par de torsión de cualesquiera de los grupos rotor y contrarrotor
(1-2-3-4) puede ser
usado para controlar la maniobra del vehículo alrededor del eje
gravitatorio (52). La maniobra del vehículo alrededor del eje
transversal (51) al fuselaje (5) del vehículo, puede ser lograda
desbalanceando las fuerzas (52-49) y
(37-45). Además, el fuselaje del vehículo puede
moverse a lo largo del eje longitudinal (53) cuando las fuerzas
(47-49) y/o (37-45) son inclinadas
hacia delante o hacia atrás.
El motor a reacción (7) es usado tanto para
proporcionar una fuerza de impulso adicional para mover el vehículo
a lo largo del eje longitudinal (53), como generador de potencia
para suministrar la energía eléctrica necesaria para operar los
motores eléctricos (24-25) y los dispositivos de
control electrónico anteriormente citados. Unas baterías de reserva
están previstas para mantener la funcionalidad de los circuitos en
el caso de fallo en la planta de potencia.
Así pues, la operación y maniobra del vehículo
se logra, por un lado, controlando las velocidades absolutas y
relativas de una serie de motores eléctricos, y por otro lado,
actuando sobre los servomecanismos que inclinan los rotores.
En la figura 10 se muestra el diagrama de
bloques con el sistema de control.
En el fotograma de la figura 10, cada grupo
rotor y contrarrotor
(1-2-3-4) está
reflejado con un conjunto de dos rotores, uno superior
(54-56-58-60) y otro
inferior
(55-57-59-61). Ambos
tienen controladores de velocidad electrónicos (62) independientes,
así como también sensores de velocidad angular. Además, cada grupo
rotor y contrarrotor está carenado en un conducto que tiene un
servomecanismo para controlar su inclinación. Los circuitos
electrónicos de control de velocidad y los servomecanismos de
inclinación (63) están operados por un microcontrolador (64).
En dicha figura el motor a reacción (7), junto
con su depósito de combustible (65), está asistido también por unos
circuitos electrónicos de control (66) para arrancar y operar la
turbina, circuitos que a su vez están manejados por un
microcontrolador (67) para ajustar la fuerza de impulso requerida
de acuerdo con las condiciones de vuelo. Además, una planta de
potencia (68) transforma parte de la energía mecánica proporcionada
por el motor a reacción (7) en potencia eléctrica. La funcionalidad
de la planta de potencia (68) es controlada por medio de un
microcontrolador dedicado (69), y la potencia eléctrica regulada y
almacenada temporalmente en un conjunto de baterías (70), que
actúan como sistema de reserva en caso de fallo de dicha planta de
potencia.
La interfase (71) con el piloto se lleva a cabo
usando los microcontroladores dedicados a operar los motores (64),
la planta de potencia (69) y el motor de reacción (67). Dicha
interfase puede ser manual (71') o automática (71'') y el control
del vehículo puede efectuarse remotamente o desde dentro del propio
vehículo por medio de un enlace cableado. La interfase automática
es realizada usando un microcontrolador (72) dedicado a la
navegación, teniendo sensores de posición (74), de dirección (75),
de velocidad (76) y de aceleración (77). El microcontrolador de
navegación también gobierna una pantalla (73) para informar al
piloto sobre las condiciones de vuelo cuando el control se efectúa
en modo manual.
En una alternativa de realización práctica de la
invención, la interfase del piloto anteriormente descrita podría
permitir también el control y la operación del vehículo remotamente
vi a un radioenlace. En dicho caso la zona de carga útil (6) del
vehículo no tendría por qué ser necesariamente en forma de una
cabina, siendo posibles diversas configuraciones como vehículo
aéreo no tripulado.
Tal como se ha apuntado con anterioridad, la
aeronave puede disponer de más de un motor a reacción (7).
Los grupos rotor y contrarrotor
(1-2-3-4) podrían
tener más de un rotor girando en sentido de las agujas del reloj, y
el mismo número de rotores girando en sentido contrario. Todos los
rotores girando en el sentido de las agujas del reloj estarían
impulsados por un mismo motor eléctrico mientras que todos los
rotores girando en sentido contrario estarían a su vez impulsados
por un mismo motor eléctrico.
De manera análoga en otra alternativa de
realización de la invención, los grupos rotor y contrarrotor
(1-2-3-4) podrían
tener más de dos álabes por cada cabeza de rotor.
De acuerdo con la estructuración descrita, las
maniobras para control del vuelo de la nave, en lo que se refiere a
su despegue, vuelo y aterrizaje, serían las siguientes:
Partiendo de una situación inicial en la que la
aeronave yace en tierra y se pretende que el vehículo despegue y
se mantenga en vuelo estacionario a una cierta altitud sobre la
vertical del punto de despegue, se realizarían las siguientes
actuaciones por parte de los diversos micro controladores:
- -
- Controlador del navegador para verificar situación actual.
- -
- Controlador de la planta de potencia y del motor de reacción para iniciar la operación.
- -
- Controlador del motor de reacción para establecer fuerza propulsora en mínimo.
- -
- Controlador de rotor para verificar sensores de velocidad rotacional y sensores de inclinación.
- -
- Controlador de rotor para posicionar los módulos de control de velocidad a la misma velocidad rotacional.
- -
- Controlador de rotor para verificar sensores de velocidad rotacionales.
- -
- Controlador de rotor para incrementar la velocidad rotacional en todos los módulos de control de velocidad.
- -
- Controlador de navegador para verificar la posición actual y comparar con la altitud objetivo.
Suponiendo que no haya rachas de viento lateral
que muevan el vehículo de su posición actual.
- -
- Controlador de navegación para detectar la posición actual que se ha alcanzado.
- -
- Controlador de rotor para mantener las configuraciones actuales a todos los módulos de control de velocidad.
- -
- Controlador de rotor para comprobar los valores de sensores de velocidad rotacional.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de posición actual y compararla con posición objetivo.
Los gases de salida del motor a reacción
producen siempre un empuje en el desplazamiento residual del
vehículo, aún cuando el motor esté funcionando sólo para alimentar
la planta de potencia, por lo que debe efectuarse además:
- -
- Controlador de rotor para inclinar hacia atrás los conductos traseros.
- -
- Controlador de rotor para aumentar las configuraciones de velocidad rotacional de los rotores traseros.
- -
- Controlador de navegador para verificar posición actual.
- -
- Controlador de los rotores: mantener los ajustes de operación actuales, y/o reaccionar ante cambios en las coordenadas de posición detectados por el controlador de navegación.
Si a partir de la situación anterior se pretende
que el vehículo ponga rumbo norte y comience a desplazar se
horizontalmente, así como también si se suponen rachas de viento
lateral que podrían hacer derivar el rumbo del vehículo.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de posición actual y leer coordenadas objetivo.
- -
- Controlador de rotor para comprobar los valores de sensores de velocidad rotacional y sensores de inclinación.
- -
- Controlador de rotor para inclinar conductos posteriores hacia delante hasta que se alcanza una posición neutra.
- -
- Controlador de rotor para corregir velocidad rotacional de conductos posteriores para compensar variación de inclinación. Los gases de salida del motor a reacción, aún cuando éste opera al mínimo sólo para alimentar la planta de potencia, producen un impulso horizontal residual que tiende a mover el vehículo.
- -
- Controlador de planta energética para comprobar los valores de la posición actual.
- -
- Controlador del motor de reacción para comprobar los valores de situación actual.
\newpage
Suponiendo que la corrección de rumbo precisa
hacer girar la nave, sobre el eje vertical que marca la fuerza
gravitatoria, en el sentido de las agujas del reloj, es decir,
virar a estribor.
- -
- Controlador de rotor para aumentar la velocidad de giro del rotor de estribor frontal inferior, (aquel que gira en el sentido contrario al de las agujas del reloj).
- -
- Controlador de rotor para reducir la velocidad de giro del rotor de estribor frontal superior, (aquel que gira en el sentido de las agujas del reloj).
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de posición actual y rumbo.
- -
- Controlador de navegador para informar al controlador del rotor cuando se alcance el rumbo objetivo.
- -
- Controlador de rotor para corregir las velocidades de rotación de los rotores de estribor frontales, el superior y el inferior, y cancelar el momento de torsión debido al diferencial de velocidad entre ambas.
- -
- Controlador de rotor para comprobar los valores de todas las velocidades rotacionales de los rotores.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de posición actual y rumbo.
- -
- Controlador de motor a reacción para establecer el impulso del motor de acuerdo con la velocidad objetivo de crucero.
- -
- Controlador de navegador para. comprobar los valores de condiciones de vuelo crucero.
Suponiendo que aparecen rachas de viento cruzado
que derivan el rumbo del vehículo hacia el oeste, este debe
compensar la deriva girando a estribor.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de posición actual y determinar rumbo hacia la posición objetivo.
- -
- Controlador de rotor actúa para disminuir la velocidad de rotación del rotor de estribor frontal superior.
- -
- Controlador de rotor actúa para aumentar la velocidad de rotación del rotor de estribor frontal inferior.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de posición actual y rumbo.
- -
- Controlador de rotor para corregir velocidades rotacionales de los rotores de estribor frontal superior e inferior.
Suponiendo que cesa la deriva causada por el
viento lateral y se precisa corregir el rumbo nuevamente.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de posición actual y rumbo.
- -
- Controlador de rotor para igualar las velocidades de rotación de los rotores de estribor frontal inferior y superior.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de posición actual y rumbo.
- -
- Controlador de navegador para informar al controlador de rotor cuando se alcance el rumbo objetivo.
Cuando a partir de la situación previa se
pretende aumentar la altitud y acelerar hasta alcanzar condiciones
de vuelo de crucero, para luego hacer un giro de 90° a la
derecha.
- -
- Controlador de rotor para comprobar los valores de sensores de velocidad rotacionales y sensores de inclinación también.
- -
- Controlador de rotor para incrementar la velocidad rotacional configurando todos los módulos de control de velocidad al mismo valor.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de situación actual y para informar al controlador de rotor cuando se alcance la altitud objetivo.
- -
- Controlador de rotor para establecer valores de control de velocidad requeridos para mantener la altitud objetivo.
- -
- Controlador del motor de reacción para aumentar fuerza propulsora.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de velocidad actual y para informar al controlador del motor de reacción cuando se alcance la velocidad objetivo del crucero.
- -
- Controlador del motor de reacción para establecer valor deseado de fuerza propulsora.
- -
- Controlador de central de potencia para comprobar los valores de situación de dicha central.
Para girar el vehículo desplazándose a alta
velocidad, éste debería inclinar se alrededor del eje longitudinal
del mismo (bajar el lado interior en el giro) al tiempo que se
efectúa la maniobra de corrección de rumbo.
- -
- Controlador de rotor para comprobar los valores de los sensores de velocidad rotacional.
- -
- Controlador de rotor para aumentar la velocidad de rotación de los rotores de babor, frontal superior e inferior y posterior superior e inferior.
- -
- Controlador de rotor para aumentar la velocidad de rotación del rotor de estribor frontal inferior, y disminuir la velocidad de rotación del rotor de estribor frontal superior en la misma cantidad al objeto de mantener el empuje ascensional global del grupo rotor-contrarrotor frontal de estribor constante.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de variación de rumbo para informar al controlador de rotor cuando se alcance el rumbo objetivo.
- -
- Controlador de rotor para establecer módulos de control de velocidad frontales y traseros al valor previo.
- -
- Controlador de rotor para corregir todos los módulos de control de velocidad estableciendo valores de acuerdo con la altitud actual versus la altitud objetivo.
- -
- Controlador de rotor para comprobar los valores de sensores de velocidad rotacional y sensores de inclinación.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de situación actual.
En el momento del aterrizaje.
- -
- Controlador del motor de reacción para establecer fuerza propulsora en valor mínimo.
- -
- Controlador de central de energía para comprobar los valores de situación de la misma.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de velocidad actual de crucero y valores de altitud.
- -
- Controlador de rotor para inclinar hacia atrás (lo máximo posible) los conductos traseros. Esto reduce el empuje de sustentación y el tiempo crea un impulso horizontal al sentido contrario al de desplazamiento para frenar el vehículo.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de velocidad y altitud.
- -
- Controlador de rotor para aumentar las configuraciones de velocidad rotacional de todos los conductos si la altura no es suficiente.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de situación actual y para informar al controlador rotor cuando se alcanza el vuelo estacionario.
Cuando se esté en vuelo estacionario, control de
rotor para reducir todos los módulos de control de velocidad a fin
de reducir la altitud.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de aceleración vertical y para informar al controlador de rotor.
- -
- Controlador de rotor para mantener todos los rotores girando a la misma velocidad rotacional, e incrementar o reducir dicha velocidad de acuerdo con la información de aceleración vertical del control de navegador hasta que el aterrizaje sea completado.
- -
- Controlador de navegador para comprobar los valores de situación actual si la tierra es segura, entonces informar a los controladores de rotor, motor de reacción, y de central de energía, que paralicen las operaciones de rotores, central de energía y motor de reacción.
Claims (9)
1. Aeronave ligera de despegue y aterrizaje
vertical, del tipo de las que incorporan rotores coaxiales
carenados con medios de control o variación de la velocidad
diferencial entre ellos, y en los que dichos rotores son
incunables, caracterizada porque está compuesta mediante un
fuselaje (5) carente de alas fijas y de partes móviles externas al
mismo, fuselaje en el que se establecen cuatro grupos
(1-2-3-4) de rotor y
contrarrotor, de cabeza fija, carenados y dispuestos dentro de
dicho fuselaje, dos a proa y dos a popa, que son incunables según
un eje transversal al longitudinal del fuselaje por medio de
servomecanismos de control, con la especial particularidad de que
dichos rotores están accionados por motores eléctricos.
2. Aeronave ligera de despegue y aterrizaje
vertical, según reivindicación la, caracterizada porque cada
grupo rotor-contrarrotor está provisto de dos ejes
coaxiales (28-31), enfrentados entre si pero
físicamente independientes, cada uno de los cuales soporta una
cabeza de rotor fija (29-30) con alabes y es movido
por un motor eléctrico propio (24-25), con
transmisión (26-27) independiente para cada
motor.
3. Aeronave ligera de despegue y aterrizaje
vertical, según reivindicaciones anteriores, caracterizada
porque cada uno de los grupos rotor-contrarrotor
(1-2-3-4) está
montado con posibilidad de basculación sobre bisagras o ejes de
pivotamiento
(15-16-17-18-19-20-21-22)
establecidos en sus correspondientes alojamientos, los cuales
cuentan con respectivas entradas y salidas de aire
(11-13), (12-14) que atraviesan el
fuselaje (5).
4. Aeronave ligera de despegue y aterrizaje
vertical, según reivindicaciones anteriores, caracterizada
porque puede incluir también un motor a reacción (7) para producir
el empuje horizontal del vehículo, que alimenta también una planta
de potencia (68) capaz de proporcionar potencia eléctrica para
alimentar los motores eléctricos (24-25) y los
sistemas eléctricos de control.
5. Aeronave ligera de despegue y aterrizaje
vertical, según reivindicaciones anteriores, caracterizada
porque en el sistema de control electrónico, que permite maniobrar
la aeronave en tres dimensiones, participan sensores de velocidad
de rotación de cada rotor, sensores de inclinación de cada grupo
rotor-contrarrotor, sensores de temperatura,
altitud, velocidad del aire, aceleración vertical, posicionamiento
global, orientación y demás parámetros para gobierno de la
nave.
6. Aeronave ligera de despegue y aterrizaje
vertical, según reivindicación 5ª, caracterizada porque el
gobierno de dicha aeronave se logra por medio de un sistema de
control electrónico, que envía impulsos eléctricos de control que
determinan individualmente la velocidad de rotación de cada uno de
los motores eléctricos, y la posición de los servomecanismos que
fijan la inclinación de los rotores y su carenado tubular, sistema
que permite ajustar conjuntamente la velocidad angular de un grupo
rotor contrarrotor al objeto de determinar la fuerza de
sustentación atribuida al mismo, y también permite ajustar el
diferencial de velocidad angular de un conjunto rotor contrarrotor
al objeto de crear y controlar un par de torsión que provoque el
giro de. la aeronave con respecto al eje vertical.
7. Aeronave ligera de despegue y aterrizaje
vertical, según reivindicaciones 5ª y 6ª, caracterizada
porque el sistema de control electrónico es gobernado o manejado
localmente, por el piloto de la aeronave, o alternativamente por un
radio-enlace telemático.
8. Aeronave ligera de despegue y aterrizaje
vertical, según reivindicaciones anteriores, caracterizada
porque cada grupo rotor-contrarrotor puede
incorporar dos o más cabezas fijas de rotor girando solidariamente
en el sentido de las agujas del reloj, y el mismo número de cabezas
fijas de rotor girando solidariamente en sentido contrariamente.
9. Aeronave ligera de despegue y aterrizaje
vertical, según reivindicaciones anteriores caracterizada
porque incorpora dos o más motores a reacción.
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|---|---|
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108313272A (zh) * | 2018-03-06 | 2018-07-24 | 金陵科技学院 | 一种太阳能可旋转旋翼多功能飞行器 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5454531A (en) * | 1993-04-19 | 1995-10-03 | Melkuti; Attila | Ducted propeller aircraft (V/STOL) |
| US5842667A (en) * | 1994-03-31 | 1998-12-01 | Jones; Tommy Lee | Vertical takeoff and landing mass transit system and method |
| WO2003016134A1 (en) * | 2001-08-21 | 2003-02-27 | Urban Aeronautics Ltd. | Ducted vehicles particularly useful as vtol aircraft |
| US20030080242A1 (en) * | 2001-10-31 | 2003-05-01 | Hideharu Kawai | Vertical takeoff and landing aircraft |
| US20030085319A1 (en) * | 2001-10-02 | 2003-05-08 | Joseph Wagner | VTOL personal aircraft |
-
2004
- 2004-11-03 ES ES200402643A patent/ES2268941B1/es not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Publication date |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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| EC2A | Search report published |
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Ref document number: 2268941B1 Country of ref document: ES |
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| FD1A | Patent lapsed |
Effective date: 20100803 |