ES2287795T3 - Aeronave. - Google Patents

Abstract

Aeronave con un fuselaje (1) y un dispositivo (2) de propulsión acoplado con el fuselaje (1) para generar una fuerza definible de sustentación, presentando el dispositivo (2) de propulsión varias palas (3) de hélice, estando alojadas las palas (3) de hélice de forma pivotante en un ángulo predefinible de pala alrededor de un eje pivotante (4) y de forma giratoria alrededor de un eje (5) de rotación, pudiéndose variar el ángulo de pala para generar la fuerza de sustentación durante el giro, estando dispuestos los respectivos ejes pivotantes (4) de las palas (3) de hélice esencialmente en paralelo al eje (5) de rotación, formando varias palas (3) de hélice un cilindro (15) rotatorio alrededor de uno de los ejes (5) de rotación respectivamente y presentando el dispositivo (2) de propulsión al menos dos cilindros (15) de este tipo, caracterizada porque tanto delante como detrás de un cilindro (15) de rotor está dispuesto respectivamente una hélice de paso regulable o hélice (21, 22).

Description

Aeronave.

La presente invención se refiere a una aeronave con un fuselaje y un dispositivo de propulsión acoplado con el fuselaje para generar una fuerza definible de sustentación, presentando el dispositivo de propulsión varias palas de hélice, estando alojadas las palas de hélice de forma pivotante en un ángulo predefinible de pala alrededor de un eje pivotante y de forma giratoria alrededor de un eje de rotación, pudiéndose variar el ángulo de pala para generar la fuerza de sustentación durante el giro, estando dispuestos los respectivos ejes pivotantes de las palas de hélice esencialmente en paralelo al eje de rotación, formando varias palas de hélice un cilindro rotatorio alrededor de uno de los ejes de rotación respectivamente y presentando el dispositivo de propulsión al menos dos cilindros de este tipo.

Las aeronaves del tipo mencionado al principio se conocen de la práctica y están disponibles con las formas de realización y las dimensiones más diversas. En este sentido se conocen especialmente los helicópteros, en los que mediante la rotación de una o varias hélices sustentadoras, los rotores, alrededor de un eje casi vertical se genera de forma aerodinámica una fuerza, el empuje del rotor, cuyos componentes verticales proporcionan la fuerza de sustentación. Un control de las palas de hélice permite desviar la dirección del empuje del rotor de la vertical, originándose así una componente horizontal que sirve como fuerza de propulsión que puede mover el helicóptero también hacia atrás o hacia los lados. Las palas de hélice pueden pivotar en un ángulo predefinible de pala alrededor de un eje pivotante. De este modo se produce un ajuste del ángulo de ataque. En el caso de un helicóptero, las palas de hélice tienen una disposición radial respecto al eje de rotación.

Las aeronaves conocidas disponen de uno o varios rotores con dos o más palas de rotor o de hélice en cada caso que están dispuestas radialmente y fijadas por un extremo en el eje de rotación o en la cabeza del rotor. Las palas de hélice de los rotores describen al rotar una superficie circular, cuya perpendicular de la superficie se encuentra paralelamente o coaxialmente a la vertical común sobre el eje longitudinal y transversal de la célula del helicóptero o del fuselaje o está basculada sólo pocos grados contra esta vertical. De este principio constructivo se derivan distintas desventajas respecto a la aerostática y la aerodinámica de los helicópteros conocidos hasta el momento.

Una desventaja de los helicópteros conocidos radica concretamente en que el fuselaje sólo puede realizar durante la maniobra movimientos hacia delante, hacia atrás o hacia los lados, que están acoplados con movimientos de cabeceo o movimientos de balanceo del fuselaje o de la célula del helicóptero. Por tanto, no es posible una maniobra del fuselaje manteniendo en paralelo todos los ejes de posición. Durante la maniobra se basculan siempre al menos dos ejes de posición. A diferencia de esto, un satélite puede ejecutar maniobras de movimiento, en las que los tres ejes de posición del satélite permanecen en paralelo. A los helicópteros no les es posible realizar este tipo de "maniobras de desplazamiento".

Otra desventaja radica en que todos los modelos de helicóptero disponen de llamados rotores sustentadores en la parte superior, en los que las palas de hélice o el círculo de la pala de hélice sobrepasan ampliamente el fuselaje hacia delante y hacia el lado. Por eso los helicópteros deben mantener siempre una distancia suficiente a los obstáculos y, por tanto, no se pueden acoplar a objetos para permitir, por ejemplo, la recogida de personas o mercancías. El acceso de personas o mercancías al helicóptero sólo se puede realizar hasta ahora desde abajo hacia el fuselaje. Esto limita la capacidad de los helicópteros para maniobras de salvamento y rescate. Al usarse sólo un rotor sustentador en la parte superior se origina debido a las fuerzas reactivas sobre la base de la resistencia del aire contra el rotor un momento de giro que hace girar permanentemente el helicóptero alrededor del eje vertical del fuselaje y que se ha de compensar usualmente mediante un segundo rotor, por ejemplo, un rotor de cola. Este rotor de cola es propenso a fallos y con frecuencia constituye la causa de caídas de helicópteros y de aterrizajes de emergencia.

Además, en los helicópteros conocidos resulta problemático que en el vuelo direccional de un helicóptero, el aire incida de manera diferente sobre palas de hélice con movimientos en contra de la corriente de navegación aérea y sobre palas de hélice con movimientos en dirección de la corriente de navegación aérea. De este modo varía la aerodinámica del helicóptero en el vuelo direccional con la velocidad de vuelo. En el caso de vuelo hacia delante muy rápido, el aire incide especialmente sobre las palas de hélice con movimientos en contra de la corriente de navegación aérea desde su borde delantero de pala. La velocidad de movimiento de palas de hélice en el aire es la suma de la velocidad de la trayectoria circular de la pala de hélice y de la velocidad de la corriente de navegación aérea. Esto limita la posible combinación aplicable de la velocidad de crucero y de la fuerza de sustentación del helicóptero y la combinación aplicable de las revoluciones de la pala de hélice y la velocidad de vuelo en la zona, en la que las puntas de pala de hélice no han llegado aún al intervalo de velocidad supersónica y, por tanto, no se pueden dañar por ondas de choque.

El aire incide sobre palas de hélice con movimiento en dirección de la corriente de navegación aérea, partiendo del interior del círculo del rotor, parcialmente desde el borde trasero de la pala de hélice. Esto es válido para todas las zonas de las palas de hélice, cuyo porcentaje de velocidad de trayectoria circular en dirección de la corriente de navegación aérea es menor que la velocidad de flujo de la corriente de navegación aérea. Estas palas de hélice contribuyen con velocidad creciente de vuelo cada vez menos a la fuerza de sustentación del helicóptero y generan un momento de balanceo, dependiente de la velocidad de vuelo, sobre la célula del helicóptero o sobre el fuselaje, que se ha de contrarrestar.

Esta problemática provoca la limitación de la velocidad máxima aplicable de helicópteros a los 400 km/h típicos en la actualidad y un gasto energético, creciente con la velocidad ascendente de vuelo, que no es favorable para la velocidad de vuelo o para la fuerza de sustentación del helicóptero. Por tanto, los helicópteros actuales son muy eficientes desde el punto de vista energético respecto a su potencia de vuelo y alcanzan, por consiguiente, sólo autonomías típicas de vuelo de 1000 km.

El control de un helicóptero se realiza mediante el ajuste del ángulo de ataque de la pala de hélice y en algunos helicópteros experimentales, adicionalmente mediante la basculación del eje del rotor o eje de rotación. Como las palas de hélice se han de ajustar tanto de forma cíclica como colectiva, se necesita desventajosamente un costoso control del disco oscilante y una construcción complicada de la cabeza del rotor. Esta construcción complicada permite en la actualidad sólo el diseño de cabezas de rotores con no más de 8 palas de hélice y capacidades de sustentación de las cabezas de rotor de hasta 60 t.

Los helicópteros convencionales son en principio péndulos, en los que el fuselaje oscila debajo de la cabeza del rotor como punto de suspensión. La posición de vuelo del fuselaje depende aquí del estado dinámico de vuelo, por ejemplo, del vuelo hacia delante, hacia atrás, hacia los lados o estacionario. No se puede ajustar la posición de vuelo del fuselaje independiente del estado dinámico de vuelo, por ejemplo, a un helicóptero no le es posible realizar un vuelo de cuchillo. No obstante, se conocen ensayos, en los que se experimenta con cabezas de rotores inclinables o basculantes. Sin embargo, estos dan aún como resultado construcciones más sensibles y complicadas.

Del documento US-A-6007021 se conoce una aeronave con todas las características del preámbulo de la reivindicación 1. La aeronave conocida presenta especialmente un fuselaje y un dispositivo de propulsión acoplado con el fuselaje para generar una fuerza definible de sustentación, presentando el dispositivo de propulsión varias palas de hélice que están alojadas de forma pivotante en un ángulo predefinible de pala alrededor de un eje pivotante y de forma giratoria alrededor de un eje de rotación. El ángulo de pala se puede variar para generar la fuerza de sustentación durante el giro. Los respectivos ejes pivotantes de las palas de hélice están dispuestos esencialmente en paralelo al eje de rotación. Varias palas de hélice forman un cilindro rotatorio alrededor de uno de los ejes de rotación respectivamente. El dispositivo de propulsión presenta al menos dos cilindros de este tipo.

La presente invención tiene el objetivo de dar a conocer una aeronave, en la que está solucionado al menos uno de los problemas anteriores y en la que está realizada una construcción simple.

El objetivo anterior se consigue según la invención mediante una aeronave con las características de la reivindicación 1. Según ésta, la aeronave está configurada y perfeccionada de modo que tanto delante como detrás de un cilindro de rotor está dispuesta respectivamente una hélice de paso regulable o hélice.

En concreto, los respectivos ejes pivotantes de las palas de hélice podrían estar dispuestos esencialmente de forma equidistante entre sí. Esto posibilita un desarrollo especialmente uniforme y equilibrado del movimiento de las palas de hélice alrededor del eje de rotación. En el mismo sentido, los ejes pivotantes de las palas de rotor podrían estar dispuestos en cada caso esencialmente a igual distancia del eje de rotación.

En concreto, los ejes pivotantes de las palas de hélice no sólo podrían estar dispuestos esencialmente en paralelo al eje de rotación, sino también esencialmente en paralelo entre sí. Esto permite realizar en general una configuración especialmente homogénea y casi simétrica de la disposición de palas de hélice alrededor del eje de rotación.

En relación con un ajuste especialmente simple y seguro del ángulo de pala de las palas de hélice, los ejes pivotantes de las palas de hélice podrían estar dispuestos de modo que discurran por el centro de gravedad de las palas de hélice. En este caso, el eje pivotante podría discurrir exactamente por el centro de gravedad de la superficie del perfil de la sección transversal de la pala de hélice.

En relación con la realización de una posición neutral de las palas de hélice respecto a su pivotado alrededor del eje pivotante, es decir, para generar una posición, en la que las palas de hélice no generan un empuje ni una desviación del aire durante su giro alrededor del eje de rotación, el perfil de la sección transversal de las palas de hélice podría estar curvado de forma cóncava hacia el eje de rotación. El perfil de la sección transversal de las palas de hélice se podría encontrar aquí casi por completo en una pared cilíndrica de un cilindro circular imaginario. Un cilindro circular giratorio de este tipo no generaría un avance ni una desviación del aire.

El eje pivotante de cada pala de hélice podría sobresalir verticalmente del perfil de la sección transversal de la pala de hélice y, por tanto, discurrir casi paralela o coaxialmente al eje longitudinal de la pala de hélice.

En relación con un control seguro de las palas de hélice y un pivotado seguro de las palas de hélice alrededor del eje pivotante, las palas de hélice podrían presentar al menos en un extremo respectivamente un eje de control como punto de ataque para un pivotado de las palas de hélice alrededor del eje pivotante. Este eje de control podría sobresalir verticalmente del perfil de la sección transversal de la pala de hélice y estar dispuesto delante o detrás del eje pivotante, visto en dirección de giro de la pala de hélice alrededor del eje de rotación. Mediante el eje de control se podría desviar la pala de hélice o se podría ajustar el ángulo de ataque de la pala de hélice o el ángulo de pala. Se podrían ajustar ángulos de pala tanto positivos como negativos respecto a la posición neutral de la pala de hélice. Como ya se mencionó, la posición neutral de la pala de hélice significa que en esta posición, en caso de palas de hélice rotatorias alrededor del eje de rotación, no se desvía el aire estacionario por parte de las palas de hélice, sino que sólo se corta. La distancia del eje de control respecto al eje pivotante determina aquí la relación de transmisión al seleccionarse el ángulo de pala.

En relación con un alojamiento especialmente seguro y una propulsión especialmente segura de las palas de hélice, las palas de hélice podrían estar alojadas de forma pivotante por un extremo junto a o en un elemento de propulsión. En este caso, el elemento de propulsión podría girar de un modo constructivamente simple alrededor del eje de rotación o podría estar alojado de forma giratoria sobre el eje de rotación. A tal efecto, el elemento de propulsión podría presentar un eje de apoyo o eje hueco que podría estar orientado hacia un lado opuesto a las palas de hélice.

De un modo constructivamente simple, el elemento de propulsión podría estar configurado como disco de propulsión, disco circular de propulsión o anillo de propulsión, sobre el que están alojadas de forma giratoria las palas de hélice.

Los ejes pivotantes o las palas de hélice podrían estar dispuestos en vertical al elemento de propulsión del disco de propulsión, del disco circular de propulsión o del anillo de propulsión. En este caso, las palas de hélice o los ejes pivotantes podrían estar dispuestos en el lado contrario al eje de apoyo. Además, los ejes pivotantes podrían estar dispuestos de forma circular en el borde del elemento de propulsión o del disco de propulsión o del disco circular de propulsión o en el borde del anillo de propulsión. A tal efecto, se prefiere una disposición de los ejes pivotantes a distancias iguales entre sí. En este caso, la disposición de palas paralelas de hélice podría crear un cilindro de rotor con forma de cilindro circular.

Según el diámetro del elemento de propulsión y la anchura de las palas de hélice en cada caso podría estar dispuesta básicamente una cantidad arbitraria de palas de hélice en el elemento de propulsión o en el cilindro de rotor. La pala de hélice podría estar dispuesta con su eje pivotante en vertical en el elemento de propulsión y estar alojada de forma giratoria alrededor de este eje pivotante.

El eje de apoyo o eje hueco del elemento de propulsión se podría encontrar en vertical sobre el elemento de propulsión o sobre la superficie del disco de propulsión o del disco circular de propulsión. Respecto a una propulsión segura del elemento de propulsión, el elemento de propulsión podría estar acoplado con una correa dentada, una cadena o un mecanismo de ruedas dentadas. A tal efecto, el elemento de propulsión podría presentar una corona dentada sobre un contorno circular o un borde circular del elemento de propulsión o sobre el contorno del eje de apoyo. De este modo, el eje de apoyo podría estar configurado como árbol de propulsión.

Para el acoplamiento seguro con las palas de hélice, el elemento de propulsión podría presentar hendiduras o zonas de paso para alojar los ejes pivotantes de las palas de hélice. Como alternativa o de forma adicional a esto, el elemento de propulsión podría presentar hendiduras o zonas de paso para los ejes de control de las palas de hélice. Los ejes de control podrían estar dimensionados aquí de modo que pasen a través de las hendiduras o las zonas de paso en el elemento de propulsión. Las hendiduras o las zonas de paso podrían estar configuradas como aberturas, orificios pasantes, agujeros o ranuras en el elemento de propulsión. En particular, las hendiduras o zonas de paso para los ejes de control de las palas de hélice podrían estar configuradas como agujeros longitudinales preferentemente curvados.

En relación con un ahorro de espacio, el elemento de propulsión podría presentar hendiduras, entalladuras, zonas de paso, aberturas, orificios pasantes, agujeros o ranuras, por lo que el elemento de propulsión podría presentar una imagen estrellada, anular o radial.

Respecto a un ajuste seguro del ángulo de pala de las palas de hélice, el elemento de propulsión podría interactuar con un elemento de control para pivotar las palas de hélice alrededor de su eje pivotante. El elemento de control podría ocuparse aquí exclusivamente del ajuste del ángulo de pala mediante el movimiento de los ejes de control. En este caso, el elemento de control podría estar desacoplado del giro de las palas de hélice y/o del elemento de propulsión. Con otras palabras, el elemento de control no gira conjuntamente al girar las palas de hélice alrededor del eje de rotación. De un modo especialmente simple desde el punto de vista constructivo, el elemento de control podría estar alojado sobre el eje de rotación.

Respecto a un control seguro de los ejes pivotantes, el elemento de control podría presentar un control cicloidal. El elemento de control se podría desplazar por una guía básicamente de forma relativa respecto al eje de rotación para lograr un ajuste seguro o especificación del ángulo de pala. A tal efecto, el elemento de control podría estar alojado o guiado de modo que se pueda desplazar por un tramo determinado o una desviación en todas las direcciones verticalmente al eje de rotación.

En una configuración especialmente simple, la guía podría presentar dos guías lineales, dispuestas verticalmente entre sí, en el sentido de una guía de mesa en cruz. Como alternativa al respecto, la guía podría presentar también de un modo constructivamente simple una guía giratoria en unión con una guía lineal en el sentido de una guía de palanca giratoria extensible.

Como otra configuración preferida, la guía podría presentar dos guías giratorias en el sentido de una guía doble de discos excéntricos. Los elementos de la guía mencionados arriba se podrían denominar correderas de distribución. La guía de discos excéntricos tiene la ventaja de que puede estar dispuesta directamente sobre el eje de apoyo o eje hueco del elemento de propulsión o puede estar soportada por éste.

En relación con un control o movimiento, independiente entre sí y seguro, de los discos excéntricos de la guía de discos excéntricos, a cada disco excéntrico podría estar asignado respectivamente un servomotor. Aquí podría estar asignado en cada caso un servomotor especialmente a dos discos excéntricos de la guía de discos excéntricos.

Una guía de discos excéntricos podría presentar dos discos excéntricos, o sea, un disco excéntrico interior que con su taladro excéntrico podría estar dispuesto, apoyado en rodamiento de bolas, sobre el eje de apoyo del elemento de propulsión, y un disco excéntrico exterior que podría estar dispuesto, apoyado en rodamiento de bolas, alrededor o sobre el disco excéntrico interior. En este caso, el taladro excéntrico del disco excéntrico exterior podría alojar el disco excéntrico interior. Sobre el disco excéntrico exterior podría estar dispuesto el elemento de control, apoyado sobre rodamiento de bolas y/o centrado, o podría girar. Ambos discos excéntricos pueden girar aquí libremente uno alrededor del otro o uno dentro de otro. En caso de que los discos excéntricos se giren uno contra otro, se desvía el elemento de control. Las excentricidades de los discos excéntricos están seleccionadas de modo que para una posición angular relativa de los discos excéntricos entre sí, el punto de giro del disco excéntrico exterior coincide con el punto de giro del eje de apoyo del elemento de propulsión. En caso de que los discos excéntricos giren en esta posición angular relativa entre sí en estado de reposo alrededor del eje de apoyo del elemento de propulsión, la posición del elemento de control no varía ni se desvía.

Con la guía de discos excéntricos se puede realizar el control de la siguiente forma. Partiendo de la posición angular mutua de los discos excéntricos, en la que no hay ninguna desviación del elemento de control, ambos discos excéntricos giran relativamente entre sí en estado de reposo en el ángulo, en el que existe la dirección deseada de desviación. A continuación se giran ambos discos excéntricos uno contra otro de modo que el disco excéntrico exterior se gira a la inversa al doble de la velocidad en un giro igual al doble del valor angular del disco excéntrico interior. Aquí se origina una desviación del elemento de control, proporcional al ángulo de giro de los discos excéntricos, o sea, al ángulo del valor de desviación, en la dirección deseada de desviación. Este control doble de los discos excéntricos es, por tanto, un control de vector, en el que se ajusta primero la dirección de desviación o el ángulo de la dirección de desviación y después el valor de desviación o el ángulo del valor de desviación. A cada orden de control o a la posición asignada de control, "la posición de palanca de control", podría estar asignada una desviación o un ángulo de la dirección de desviación y un ángulo del valor de desviación.

El control podría tener lugar de modo que el control se divida en posiciones de control discretas y consecutivas. Se pasa sucesivamente de una posición de control a la siguiente al transformarse el ángulo asignado de la dirección de desviación en el siguiente ángulo asignado de la dirección de desviación y al transformarse el ángulo asignado del valor de desviación en el siguiente ángulo asignado del valor de desviación. Entre más precisa se seleccione la división discreta, más preciso o simultáneo será el control. Los discos excéntricos se pueden ajustar aquí mediante dos servomotores, por ejemplo, dos motores paso a paso. Un servomotor soporta y gira aquí el disco excéntrico interior y un servomotor soporta y gira aquí el disco excéntrico exterior. A tal efecto, cada disco excéntrico podría estar provisto de una corona dentada, en la que el servomotor podría engranar mediante un piñón. Los discos excéntricos están inactivos en caso de palas rotatorias de hélice fuera del proceso de control.

En relación con un alojamiento y/o guiado especialmente seguro de los ejes de control, el elemento de control podría presentar una ranura anular o ranura circular para alojar los ejes de control de las palas de hélice. Durante el giro de las palas de hélice alrededor del eje de rotación, los ejes de control podrían girar en la ranura anular o ranura circular. De otro modo constructivamente simple, el elemento de control podría estar configurado como anillo de control o disco de control. En este caso podría estar configurada una ranura anular o ranura circular en la zona exterior del anillo de control o del disco de control.

Si el elemento de control se desvía en una dirección al rotar el elemento de propulsión por la guía del elemento de control, los ejes de control de las palas de hélice, que podrían girar en una ranura anular o ranura circular, siguen de forma cíclica esta desviación. Esto realiza un ajuste cíclico de la pala de hélice. Durante una vuelta, los ejes de control de las palas de hélice se desvían de su posición neutral tanto una vez positivamente al máximo como una vez negativamente al máximo y recorren dos veces su posición neutral entre estas dos desviaciones extremas. En ambas posiciones neutrales opuestas en una trayectoria por la ranura anular del elemento de control, el aire estático no es desviado por las palas de hélice. En las dos posiciones extremas, el aire estacionario se desvía al máximo en la misma dirección debido a la inversión de la dirección del movimiento de las palas de hélice por su trayectoria circular en estos puntos.

Las posiciones extremas de las palas de hélice se encuentran en posiciones sobre el eje de desplazamiento o en la dirección de desviación del elemento de control. Las posiciones neutrales se encuentran en posiciones que están desplazadas a tal efecto en 90 grados respectivamente. En caso de que los ejes de control de las palas de hélice, visto en la dirección de giro de las palas de hélice, estén dispuestos delante de los ejes pivotantes de las palas de hélice en la pala de hélice, la dirección de desplazamiento del elemento de control es idéntica a la dirección de empuje que se predefine mediante la desviación del aire. En caso de que los ejes de control de las palas de hélice estén dispuestos detrás de los ejes pivotantes, se logra entonces el efecto contrario.

Para aumentar la eficiencia del dispositivo de propulsión, la ranura anular o el anillo de control podría presentar una configuración diferente a la forma circular, o sea, no está prevista forzosamente una configuración circular de la ranura anular o del anillo de control. La configuración diferente podría proporcionar en concreto una función de ángulo de ataque, dependiente del ángulo de giro, o funciones superpuestas de ángulo de ataque.

La eficiencia del dispositivo de propulsión es variable por este motivo. Además, la función de ángulo de ataque podría ser en concreto proporcional a la expresión a\cdotcos(x)^{w}, en la que a es el ángulo de ataque de las palas de hélice en grados y w es preferentemente un número entero, preferentemente 11.

Con otras palabras, la forma del anillo de control o del anillo anular se podría seguir optimizando para aumentar la eficiencia de las palas de hélice giratorias alrededor de un eje de rotación o la eficiencia de un cilindro de rotor. Para crear este efecto, se podría realizar, en vez de una ranura anular circular o en vez de un anillo circular de control, una forma diferente que proporciona una función de ángulo de ataque
a\cdotcos(x)^{w}. Esto es sólo un ejemplo demostrativo sobre la capacidad de optimización de la eficiencia de las palas de hélice, giratorias alrededor de un eje de rotación, o del cilindro de rotor. En la realidad, las formas de ranura anular resultan más adecuadas para proporcionar las funciones superpuestas de ángulo de ataque, ya que entonces la eficiencia del cilindro de rotor o la eficiencia de las palas de hélice, giratorias alrededor de un eje de rotación, no se puede optimizar a costa del empuje máximo del cilindro de rotor o de las palas de hélice.

Este tipo de formas de ranura anular o de formas de anillo de control o de curvas de trayectoria de pala de hélice se puede producir a partir de la superposición de un círculo, círculo de base, con dos o cuatro "curvaturas" periódicas y simétricas en el círculo, de modo que el círculo de base se puede inscribir en las curvas de las funciones superponibles y se puede circunscribir un cuadrado. Existe, por tanto, una familia completa de curvas. En el caso extremo sería concebible una aproximación de un cuadrado en el círculo.

Ejemplos simples de estas curvas de superposición son para dos curvaturas las elipses y para cuatro curvaturas, las epicicloides y astroides o simples cuadrados o rectángulos con esquinas redondeadas. En caso de usarse anillos o ranuras anulares no circulares, muy diferentes a la forma circular, hay que modificar el control de las palas de hélice o del cilindro de rotor. Se podrían usar entonces respectivamente dos elementos de control o anillos ranurados, situados uno al lado de otro o uno detrás de otro, con una forma de anillo ranurado, igual o poco diferente entre sí, en un extremo del cilindro de rotor o en los dos extremos del cilindro de rotor. En el anillo ranurado, situado al lado del disco de propulsión y/o al lado del disco de guía y fijado relativamente respecto a éste, giran los ejes pivotantes de la pala de hélice, los ejes de giro de la pala de hélice, y en el otro anillo ranurado, el anillo de control, giran los ejes de control de la pala de hélice o ejes de desviación de la pala de hélice. Este anillo ranurado se puede seguir girando y desplazando relativamente respecto al disco de propulsión o disco de guía.

El disco de propulsión y el disco de guía están provistos adicionalmente, en vez de taladros para el alojamiento de los ejes pivotantes de la pala de hélice, de ranuras radiales o agujeros longitudinales, en los que se pueden deslizar radialmente los ejes pivotantes de la pala de hélice. El disco de propulsión y el disco de guía tienen el carácter de un disco de arrastre. En esta realización constructiva con elementos de control o anillos ranurados por pares, tanto los ejes pivotantes de la pala de hélice como los ejes de control de la pala de hélice se podrían guiar y mover radialmente. Existe, por tanto, en vez de un cilindro de rotor con forma de cilindro circular o una disposición de palas de hélice, un cilindro de rotor cilíndrico, por ejemplo, con trayectoria de sección transversal en forma de elipsoide, epiciclo o asteroide o de cuadrado con esquinas redondeadas o de rectángulo con esquinas redondeadas, en la que se pueden mover las palas de hélice.

En una configuración simple desde el punto de vista constructivo, el eje de apoyo o eje hueco del elemento de propulsión podría estar dispuesto preferentemente de forma centrada de modo que discurra a través del elemento de control. En este caso, el elemento de control podría estar dispuesto de forma concéntrica detrás o debajo del elemento de propulsión. El eje de apoyo del elemento de propulsión, que puede ser a la vez el árbol de propulsión, podría estar guiado aquí a través del elemento de control. A tal efecto, el elemento de propulsión y el elemento de control podrían estar dispuestos en paralelo entre sí. En una configuración del elemento de propulsión como disco de propulsión y del elemento de control como anillo de control, la superficie circular del disco de propulsión podría estar dispuesta en paralelo o de manera coplanar respecto a la superficie, en la que se encuentra el anillo de control.

Los extremos de los ejes de control de las palas de hélice podrían girar sin holgura en la ranura anular o ranura circular del elemento de control al girar el disco de propulsión. En este caso, los ejes de control están insertados a través del elemento de propulsión o del disco de propulsión. La holgura se podría lograr, por ejemplo, mediante un apoyo correspondiente de rodillo, en el que se apoyan los extremos de los ejes de control. En el caso más simple se podría realizar este apoyo de rodillo mediante dos cojinetes de rodamiento, desplazados ligeramente en sentido radial, que se apoyan sobre el extremo del eje de control. Un cojinete de rodamiento mantiene aquí sólo un contacto de presión con una pared interior de la ranura anular y el otro cojinete de rodamiento mantiene sólo un contacto de presión con la otra pared interior o pared interior contraria de la ranura anular.

El ajuste cíclico de las palas de hélice se podría realizar alternativamente mediante los controles cicloidales conocidos de la técnica naval de propulsión para sistemas de propulsión de paletas, como los que existen, por ejemplo, en el sistema de propulsión Voith Schneider. Sin embargo, estos conocidos principios constructivos resultan menos adecuados para cilindros de rotor de rotación rápida, ya que el mecanismo de control de las paletas dispone de grandes masas movidas, cuya aceleración cíclica produce altas fuerzas de reacción y vibraciones. La invención, por el contrario, garantiza aceleraciones mínimas de masas, ya que únicamente hay que acelerar de manera cíclica las palas de hélice alrededor de su eje longitudinal y no hay que acelerar cíclicamente ninguna otra masa del mecanismo de control.

En relación con un comportamiento especialmente estable del vuelo, el dispositivo de propulsión podría presentar al menos dos disposiciones de palas de hélices giratorias alrededor de un eje de rotación en cada caso. Esto permite evitar momentos de giro no deseados alrededor del eje vertical de la aeronave.

Para la realización de una fuerza segura de sustentación, el eje de rotación o los ejes de rotación podrían estar dispuestos en un plano esencialmente horizontal. Esto posibilita una transformación máxima del empuje en dirección vertical.

En relación con una construcción especialmente delgada de la aeronave, el eje de rotación o los ejes de rotación podrían estar dispuestos en paralelo a un eje longitudinal del fuselaje que discurre en la dirección de vuelo hacia delante.

Para crear posiciones estables de vuelo, los cilindros podrían estar desplazados uno contra otro en dirección del eje longitudinal. En cada lado longitudinal del fuselaje podría estar dispuesto al menos un cilindro de este tipo. No obstante, sería concebible también disponer varios cilindros en cada lado longitudinal del fuselaje. En el caso de una configuración con varios cilindros se genera una fuerza de sustentación más grande, mediante lo que la aeronave podría transportar cargas mayores.

Con el fin de evitar momentos de giro no deseados, al menos dos cilindros podrían girar en sentido contrario.

En una configuración concreta y constructivamente simple podrían estar dispuestos al menos dos cilindros en cada lado longitudinal del fuselaje y se podrían alinear los ejes de rotación de cilindros opuestos entre sí. De este modo se realiza finalmente una disposición de los cilindros con ejes de rotación, dispuestos en paralelo a un eje longitudinal del fuselaje que discurre en la dirección de vuelo hacia delante.

En relación con un control especialmente universal e individual de la aeronave, cada cilindro podría ser controlable por separado. En caso de un control simplificado, varios cilindros podrían ser controlables de manera conjunta en el mismo sentido.

Sobre la base del principio de operación de un cilindro a partir de palas de hélice rotatorias alrededor de un eje de rotación, la generación de la fuerza de sustentación o de la fuerza de propulsión se sitúa en vertical al eje longitudinal del cilindro o eje de rotación. Por tal motivo, los cilindros como propulsores o sus ejes de rotación se podrían disponer paralelamente o coaxialmente al eje transversal de la aeronave en el fuselaje. Sin embargo, se deberían usar al menos dos cilindros desplazados uno contra otro en dirección del eje longitudinal del fuselaje, o sea, uno a cada lado del fuselaje, para lograr un sistema estáticamente determinado y especialmente estable respecto a la posición de vuelo. Los dos cilindros podrían rotar en sentido contrario para evitar momentos de giro no deseados. El uso de dos cilindros a la misma altura del eje longitudinal sería posible en el centro de gravedad de la aeronave y generaría un momento de giro alrededor del eje transversal o alrededor del eje vertical del fuselaje en función de si los cilindros de rotor giran en igual sentido o en sentido contrario. La estabilidad estática necesaria de las posiciones de vuelo no estaría dada en este caso.

Teniendo en cuenta la posibilidad de un fallo de un cilindro de rotor, una configuración especialmente segura de la invención podría prever el uso de cuatro cilindros de rotor, situándose frente a frente dos cilindros de rotor respectivamente a ambos lados del fuselaje o formándose un eje longitudinal común de los cilindros de rotor o eje de rotación. Un par de cilindros de rotor de este tipo podría estar previsto respectivamente en la zona delantera y en la zona trasera del fuselaje.

Mediante el uso de dos o cuatro cilindros de rotor, desplazados en dirección del eje longitudinal del fuselaje, la aeronave puede realizar maniobras hacia delante y hacia atrás sin cabecear. A tal efecto, el cilindro de rotor delantero y trasero o el par delantero o trasero de cilindros de rotor se tendrían que controlar de igual modo sólo respecto a la generación de su empuje. Por la otra parte, se podría realizar una maniobra hacia delante y hacia atrás mediante la generación de un empuje de diferente intensidad del sistema delantero y trasero de propulsión. Esto provoca nuevamente a continuación un momento de giro alrededor del eje transversal del fuselaje y, por tanto, el movimiento conocido de cabeceo, en el que se genera una componente en dirección hacia delante o hacia atrás en la descomposición del paralelogramo de fuerzas de los vectores de empuje.

Para maniobras hacia los lados de la invención se puede decir lo mismo que en el caso de las maniobras hacia delante y hacia atrás. Las maniobras hacia los lados se podrían realizar mediante un control diferente del empuje de los cilindros izquierdos o derechos de rotor o del sistema izquierdo o derecho de propulsión. De este modo se origina un momento de giro alrededor del eje longitudinal del fuselaje y mediante el movimiento siguiente de balanceo se obtienen nuevamente vectores de empuje en dirección hacia los lados.

Mediante otra configuración de la aeronave, según la invención, se podría generar también, sin embargo, un movimiento hacia los lados sin un movimiento resultante de balanceo. A tal efecto, las palas de hélice podrían estar alojadas de forma pivotante por su otro extremo, opuesto al elemento de propulsión, junto a o en un elemento de guía mediante un eje pivotante respectivamente. Un elemento de guía de este tipo puede absorber momentos de flexión de las palas rotatorias de hélice que se presentan debido a la desviación cíclica del aire y a las fuerzas centrífugas de la rotación. Con el elemento de guía puede rotar la disposición de palas de hélice o el cilindro de rotor con revoluciones esencialmente más altas y ésta puede absorber esencialmente más fuerzas de reacción de empuje o generar esencialmente más empuje de propulsión y empuje de sustentación.

El elemento de guía podría estar configurado esencialmente como el elemento de propulsión, con preferencia en forma de disco. En este caso podría estar configurado un elemento de guía como disco de guía.

El elemento de guía se podría soportar mediante un eje central de soporte o un eje hueco entre el elemento de propulsión y el elemento de guía y acoplar al elemento de propulsión. Por consiguiente, el elemento de guía podría estar dispuesto de manera que gire junto con el elemento de propulsión. El elemento de guía y el elemento de propulsión podrían estar acoplados en concreto mediante un eje o el eje de rotación. En este caso, el eje longitudinal del eje de soporte, eje hueco, eje o eje de rotación podría discurrir por el centro del elemento de propulsión y del elemento de guía, coincidiendo el eje longitudinal del eje de soporte o eje hueco con el eje longitudinal del cilindro de rotor o con el eje de rotación.

El eje de soporte del elemento de guía o del disco de guía está en correspondencia con el eje de apoyo del elemento de propulsión o del disco de propulsión. En este caso, el eje de soporte se puede considerar como prolongación, situada del lado del elemento de guía, del eje de apoyo del elemento de propulsión. Como el eje de soporte o eje hueco arrastra o propulsa el elemento de guía, éste podría ser a la vez el árbol de propulsión del elemento de guía.

En relación con un movimiento hacia los lados, especialmente simple, de la aeronave sin un movimiento resultante de cabeceo podría estar asignado al elemento de guía un rotor de guía con varias palas de rotor. Las palas de rotor podrían estar articuladas de forma especialmente simple desde el punto de vista constructivo en el elemento de guía. Las palas de rotor podrían estar dispuestas concretamente en sentido radial entre el buje del elemento de guía y el borde del elemento de guía. A tal efecto, el elemento de guía podría presentar zonas correspondientes de paso y/o apoyos de cojinete. Un rotor de guía de este tipo podría estar en correspondencia con el rotor de cola de los helicópteros convencionales y tener en principio una construcción igual.

El rotor de guía podría estar propulsado mediante una varilla que discurre a través del eje de rotación. Una varilla de este tipo podría presentar una biela que está guiada mediante el eje de soporte y el eje de apoyo del elemento de propulsión. El rotor de guía podría estar articulado mediante la biela y mediante palanca de inversión. Los rotores de guía de los cilindros de rotor posibilitan un movimiento hacia los lados de la aeronave sin un movimiento resultante de cabeceo. A tal efecto, se podrían controlar de igual modo todos los rotores de guía respecto a su empuje.

Una maniobra de giro de la aeronave alrededor del eje vertical del fuselaje se podría realizar mediante un control no uniforme del empuje de los cilindros de rotor o de los rotores de guía. A tal efecto, sólo habría que controlar en cada caso dos cilindros opuestos de rotor o rotores de guía, no pertenecientes al mismo par de cilindros de rotor, de un modo adecuado respecto a su empuje.

Para el ascenso o descenso de la aeronave se podría controlar de manera igual el empuje de sustentación del sistema delantero y trasero de propulsión. El aumento del empuje ascendente se podría lograr mediante la ampliación del ángulo de pala y/o mediante un aumento de las revoluciones de los cilindros de rotor. En este caso se pone de manifiesto una diferencia esencial de la invención respecto a helicópteros convencionales, o sea, los helicópteros convencionales generan su empuje ascendente mediante una ampliación colectiva del ángulo de pala y/o un aumento de las revoluciones del rotor. En la presente invención, por el contrario, se logra el empuje ascendente mediante el ajuste cíclico de la pala.

Para lograr la alineación o compensación de la posición de vuelo del fuselaje, los sistemas de propulsión delanteros o traseros o los sistemas de propulsión laterales opuestos se podrían controlar de manera diferente respecto a su empuje. La invención permite mantener diferentes posiciones de vuelo permanentes debido a la capacidad de compensación, a saber, independientemente del estado dinámico de vuelo.

La aeronave según la invención puede lograr los mismos estados aerodinámicos de un helicóptero convencional sin usar un ajuste colectivo de pala. Por tanto, la realización constructiva de la aeronave según la invención resulta esencialmente más simple. Además, la aeronave según la invención puede realizar maniobras con movimientos completamente desacoplados o simples movimientos de traslación o maniobras de desplazamiento sin movimientos de cabeceo y/o movimientos de balanceo asociados a esto. Este tipo de maniobras o movimientos no es posible en helicópteros convencionales. Además, se puede compensar la posición de vuelo del fuselaje. El helicóptero puede asumir de manera estable todas las posiciones en todo el intervalo de 360 grados alrededor del eje transversal del fuselaje. Como la aeronave según la invención puede disponer de dos o cuatro cilindros de rotor con una cantidad arbitraria en principio de palas de hélice por cada cilindro de rotor, se puede lograr un empuje de sustentación esencialmente mayor y, por tanto, se pueden transportar cargas de elevación esencialmente más grandes que las posibles de transportar con helicópteros convencionales.

En caso de una disposición del eje longitudinal del cilindro de rotor o del eje de rotación paralelamente o coaxialmente al eje transversal del fuselaje se sigue evidenciando la desventaja de que en función de las revoluciones y en función de la velocidad de vuelo resulta diferente la incidencia del aire de un modo ineficiente sobre las palas de hélice que se mueven en contra de la corriente de navegación aérea y sobre aquellas que se mueven en dirección de la corriente de navegación aérea. En esta construcción sigue existiendo adicionalmente la desventaja de que la velocidad de vuelo se adiciona a la velocidad de trayectoria de las palas de hélice y, por tanto, queda limitada en gran medida la velocidad máxima de vuelo. Estas desventajas se pueden eliminar mediante la siguiente configuración de la aeronave según la invención.

A tal efecto, los ejes longitudinales del cilindro de rotor o los ejes de rotación ya no se disponen paralelamente o coaxialmente al eje transversal del fuselaje, sino paralelamente o coaxialmente al eje longitudinal del fuselaje. Para un dispositivo de propulsión se podrían instalar entonces al menos dos cilindros de rotor uno detrás de otro con un eje longitudinal común de cilindro de rotor o eje de rotación para de poder generar los momentos necesarios de giro de maniobra. Al usarse sólo dos cilindros de rotor, estos se podrían disponer uno detrás de otro y en la parte superior sobre el fuselaje. Al usarse cuatro cilindros de rotor, estos se podrían disponer también en el lateral con dos cilindros de rotor, situados uno detrás de otro respectivamente, a cada lado en el fuselaje. Dos cilindros de rotor situados uno detrás de otro o uno al lado de otro o frente a frente respectivamente pueden girar a continuación en sentido contrario para evitar momentos de giro no deseados.

En una disposición especialmente favorable, las disposiciones, colocadas una al lado de otra o una detrás de otra, de palas de hélice o cilindros pueden estar situadas de forma casi simétrica. Se puede hablar aquí también de una disposición en serie compuesta y simétrica de los cilindros de rotor. En esta disposición se necesita sólo un elemento de guía para ambos cilindros de rotor y es suficiente la propulsión de un único elemento de propulsión, ya que los cilindros de rotor se pueden acoplar fijamente entre sí mediante el elemento común de guía o los ejes de soporte situados a ambos lados. No obstante, en esta disposición con un único elemento de propulsión se podrían lograr aún momentos de giro de maniobra sólo mediante el ajuste cíclico de la pala de hélice y ya no mediante un control diferente de las revoluciones para ambos cilindros de rotor. Además, los momentos de giro, que se originan debido a la resistencia del aire contra las palas rotatorias de rotor, ya no se compensan mediante una rotación de los cilindros de rotor propulsada por separado en sentido contrario.

Una simplificación constructiva aún mayor de la aeronave, según la invención, se podría lograr al estar dispuesto en ambos extremos de las palas de rotor respectivamente un elemento de control accionable de manera independiente del otro elemento de control en cada caso. Se podría seguir usando, por ejemplo, sólo un cilindro de rotor que presenta, no obstante, dos elementos de control o anillos de control. Las palas de hélice se podrían alojar entonces por cada uno de sus extremos en un elemento de propulsión o en un elemento de guía y guiar por cada uno de sus extremos en elementos de control o ranuras anulares de control. En esta realización se podrían lograr momentos de giro de maniobra, que discurren en vertical al eje longitudinal del cilindro de rotor o eje de rotación, mediante una torsión cíclica de las palas de hélice. La torsión se realiza mediante un desplazamiento relativo entre sí de los dos elementos de control o anillos de control. Esto varía constantemente el ángulo de pala y el empuje puntual de las palas de hélice de un extremo de las palas de hélice hacia el otro extremo. En la configuración, descrita arriba, de la aeronave según la invención se generan momentos de giro de maniobra mediante diferentes vectores de empuje total de los cilindros individuales de rotor. Un cilindro de rotor con control de torsión actúa como dos cilindros de rotor controlables por separado.

Mediante la alineación, paralela o coaxial al eje longitudinal del fuselaje, de los ejes longitudinales del cilindro de rotor o ejes de rotación varía la asignación de la generación de empuje respecto a las maniobras de vuelo. Las maniobras laterales de desplazamiento o maniobras de giro alrededor del eje vertical del fuselaje ya no se pueden realizar mediante los rotores de guía, sino sólo mediante el control de empuje de los cilindros de rotor. Las maniobras de desplazamiento dirigidas hacia delante, por el contrario, ya no se pueden realizar mediante los cilindros de rotor, sino sólo mediante los rotores de guía. Como resulta más favorable desde el punto de vista energético lograr la propulsión de la aeronave no mediante el movimiento acoplado de cabeceo, como es usual, sino en el marco de un movimiento puramente de traslación, los rotores de guía relativamente débiles se podrían sustituir por hélices potentes de paso regulable.

En este tipo de configuración de la aeronave según la invención, un tren propulsor a partir de componentes de propulsión del dispositivo de propulsión podría estar construido de la siguiente forma: hélice de paso regulable, turbina de potencia de árbol con fijación de fuselaje y árbol de potencia de turbina realizado a ambos lados, elemento delantero de control o anillo delantero de control, elemento de propulsión o disco de propulsión del cilindro delantero de rotor, palas paralelas delanteras de hélice, elemento de guía o disco de guía con eje de soporte a ambos lados, palas traseras paralelas de hélice, elemento de propulsión o disco de propulsión del cilindro trasero de rotor, elemento trasero de control o anillo trasero de control y alojamiento trasero del eje de apoyo con fijación de fuselaje del elemento de propulsión o del disco de propulsión del cilindro trasero de rotor, estando situada delante la hélice de paso regulable sobre el árbol de turbina y estando acoplado el eje de apoyo o árbol de apoyo del primer elemento de propulsión o del primer disco de propulsión detrás de la turbina asimismo con el árbol de turbina realizado. La turbina en el tren propulsor sustituye el alojamiento del eje de apoyo, necesario aún, con fijación de fuselaje para el elemento delantero de propulsión o para el disco delantero de propulsión.

La turbina o las turbinas de propulsión podrían estar dispuestas alternativamente también en el fuselaje o sobre el fuselaje y propulsar el tren propulsor mediante un engranaje. En esta configuración alternativa, una turbina de propulsión podría propulsar dos trenes propulsores laterales o en caso de usarse dos turbinas de propulsión, éstas se podrían acoplar más fácilmente mediante un engranaje para prevenir el fallo de una turbina de propulsión.

En el marco de una configuración concreta, al menos una turbina de propulsión podría estar dispuesta en el fuselaje de la aeronave. Esto garantiza una disposición protegida de la turbina de propulsión.

La disposición de la turbina de propulsión o de las turbinas de propulsión en el fuselaje tendría además la ventaja de que los gases de escape de la turbina se podrían conducir por el lateral fuera del fuselaje directamente al cilindro de rotor o por el cilindro de rotor. De este modo, la depresión originada sobre el cilindro de rotor y generada por el propio cilindro de rotor se podría compensar parcialmente mediante la afluencia de los gases de escape de la turbina y, por tanto, se podría reducir parcialmente el consumo necesario autoinducido de potencia propulsora. Los gases calientes de escape de la turbina podrían impedir simultáneamente a continuación un engelamiento del cilindro de rotor y los gases calientes de escape de la turbina se podrían arremolinar y desviar hacia abajo de modo que no puedan llegar a otras entradas de turbina de otras turbinas de propulsión y provocar el fallo de otras turbinas.

La hélice de paso regulable tendría que estar diseñada de modo que mediante el ajuste de su pala de hélice se pueda lograr tanto un empuje hacia delante como un empuje hacia atrás. Con el fin de seguir reduciendo el consumo inducido de potencia, está dispuesta respectivamente una hélice de paso regulable o hélice tanto delante de un cilindro de rotor como detrás de este cilindro de rotor. La hélice delantera se podría diseñar entonces como hélice de tracción y la hélice trasera, como hélice de empuje. Entre las hélices de paso regulable o hélices, por ejemplo, entre la hélice de tracción y la hélice de empuje, podrían estar dispuestos dos o varios cilindros de rotor situados uno detrás de otro.

En el vuelo estacionario de la aeronave, las dos hélices superiores se podrían accionar presionando una contra otra. Ambas hélices se podrían regular para el vuelo estacionario de modo que su efecto de propulsión se compense mutuamente, pero, no obstante, se suministre masa adicional de aire al cilindro de rotor o a los cilindros correspondientes de rotor.

La hélice se puede usar adicionalmente para la compensación parcial del momento de giro con el fin de compensar un momento de giro no compensable que se origina debido a la rotación del cilindro de rotor o a la resistencia reactiva del aire. Un momento de giro no compensable de este tipo se origina, por ejemplo, al usarse un único cilindro de rotor con control de torsión, véase arriba. A tal efecto, se puede regular mediante un engranaje de inversión la rotación de la hélice en sentido contrario a la rotación del cilindro de rotor. Esta compensación del momento de giro es especialmente interesante para aeronaves más pequeñas según la invención con sólo un tren propulsor.

En otra forma ventajosa de realización podría estar dispuesta en el fuselaje al menos una superficie auxiliar de sustentación o superficie de sustentación, en la que están dispuestos o suspendidos el cilindro de rotor o los cilindros de rotor.

Un momento de giro originado o no compensable, resultante de la resistencia del aire, no tiene en la aeronave según la invención el efecto agravante como en un helicóptero convencional. En un helicóptero convencional, este momento de giro se ha de compensar usualmente, sin falta, mediante un segundo rotor, por ejemplo, un rotor de cola, para impedir una rotación permanente del fuselaje alrededor de su eje vertical. En la aeronave según la invención no se originan estos momentos de giro alrededor del eje vertical. Se originan momentos correspondientes de giro únicamente alrededor del eje longitudinal del fuselaje y estos provocan a lo sumo una desviación pendular lateral del fuselaje. La aeronave según la invención es esencialmente más estable desde el punto de vista de la aerostática que los helicópteros convencionales.

Mediante la disposición de los ejes longitudinales del cilindro de rotor o ejes de rotación paralelamente o coaxialmente al eje longitudinal del fuselaje no se produce durante el movimiento hacia delante del helicóptero la superposición de velocidad de la velocidad de crucero con la velocidad de trayectoria del rotor, pues ambas componentes de velocidad se encuentran en vertical entre sí.

Por tanto, la aeronave según la invención posibilita velocidades máximas de vuelo esencialmente más altas que en helicópteros convencionales. En principio, las velocidades máximas de vuelo de aviones turbopropulsados son posibles también en la aeronave según la invención. Además, se espera que la aeronave según la invención pueda volar incluso más rápido que un avión turbopropulsado de igual potencia propulsora, porque la aeronave según la invención no presenta estabilizador de avión ni ala de avión que generan una considerable resistencia adicional del aire en comparación con la aeronave según la invención. La aeronave según la invención presenta la aerodinámica tanto de un helicóptero convencional como de un avión convencional y por eso se puede pilotar desde el punto de vista de la aerodinámica como un helicóptero o un avión. El servicio aéreo de la aeronave según la invención es esencialmente más eficiente desde el punto de vista energético respecto a helicópteros convencionales, ya que con la velocidad creciente de vuelo no se originan momentos crecientes de balanceo. Por tanto, la aeronave según la invención evita todas las desventajas conocidas, mencionadas en la introducción, de helicópteros convencionales. Además, debido a la posibilidad de disposición, paralela o coaxial al eje longitudinal del fuselaje, de los cilindros de rotor se pueden disponer dos o más cilindros de rotor en el fuselaje por el lateral, uno detrás de otro, y por el lateral, uno al lado de otro. De este modo se pueden realizar grandes construcciones de fuselaje con capacidades de carga de aproximadamente 200 toneladas o alternativamente de más de 200 pasajeros.

Mediante las ventajas mencionadas antes y debido a la falta de rotores sustentadores sobresalientes en la parte superior es posible realizar con la aeronave según la invención maniobras de acoplamiento y, por tanto, maniobras difíciles de transporte, salvamento y rescate.

De las ventajas técnicas, mencionadas arriba, de la aeronave según la invención se derivan ventajas económicas, logísticas y estratégicas en comparación con el servicio aéreo civil y militar convencional.

Como la aeronave según la invención puede transportar en principio el mismo peso de carga o el mismo número de pasajeros que aviones de mediana y larga distancia y presenta velocidades de vuelo y autonomías comparativamente altas, la aeronave según la invención representa una competencia considerable respecto al intervalo normal de mediana y larga distancia de los aviones, existiendo, sin embargo, a la vez amplias ventajas ecológicas, económicas y logísticas. La aeronave según la invención se puede aproximar a zonas de aterrizaje desde gran altura en vuelo vertical descendiente y despegar de igual modo. Esto evita la contaminación acústica, conocida de aviones convencionales, en las zonas residenciales que rodean la zona de aterrizaje.

La aeronave según la invención no necesita una infraestructura costosa, por ejemplo, como los aeródromos con pistas espaciosas de aterrizaje de aviones. De este modo se reducen los costos de transporte en el caso de una aeronave según la invención y la aeronave según la invención se puede aproximar directamente a cualquier ciudad y a sus centros, aunque estas ciudades no tengan aeropuertos. Se podrían construir redes de vuelo de poca infraestructura. Esto es especialmente ventajoso para el desarrollo económico de países que no disponen de medios para construir una infraestructura de aeropuertos convencionales.

En el servicio aéreo de larga distancia, por ejemplo, transoceánico, la aeronave según la invención se puede aproximar a buques nodriza, posicionados en alta mar, para realizar mantenimiento, repostar combustible o aterrizar de emergencia, a diferencia de los aviones normales. En caso de aterrizajes de emergencia, la aeronave según la invención se puede posar sobre agua o suelo a una velocidad pequeña e impedir así la destrucción usual de los aviones en aterrizajes de emergencia sobre el agua o la frecuente destrucción de los aviones en aterrizajes de emergencia sobre el suelo. La aeronave según la invención es esencialmente más segura que los aviones convencionales de mediana y larga distancia.

Debido a la alta capacidad de carga, la maniobrabilidad y la capacidad de acoplamiento de la aeronave según la invención se pueden realizar maniobras de rescate y salvamento que son imposibles con helicópteros convencionales. Con la invención se hubieran podido salvar víctimas del atentado al World Trade Center en Nueva York de las plantas del edificio inaccesibles en aquel momento. Con la invención se pueden abastecer o evacuar zonas de crisis o catástrofes mejor y con mayor rapidez que con los medios de transporte disponibles hasta ahora.

En caso de uso militar, la aeronave según la invención posibilita operaciones y estrategias completamente nuevas y esencialmente más eficientes. Así, por ejemplo, con la aeronave según la invención se pueden realizar de forma esencialmente más rápida y directa grandes movimientos de material o de tropas a los destinos militares, que hasta el momento sólo son posibles mediante vías de transporte lentas y combinadas, por ejemplo, transporte marítimo y/o transporte con aviones grandes y/o transporte terrestre. El ahorro de tiempo y el ahorro de costos, posibles con la aeronave según la invención, tienen una enorme importancia estratégica militar. Por ejemplo, en el marco de operaciones militares ya no es necesario ocupar, usar y proteger aeródromos. Los buques de alta mar se pueden abastecer en cualquier punto en mar abierto, si tener que hacer escala en puntos de cruce con buques escoltas o tener que esperar por buques escolta.

En el dibujo muestran:

Fig. 1 en vistas esquemáticas delanteras, traseras, en planta desde arriba y laterales una aeronave del tipo genérico, en la que no están previstas hélices de paso regulable o hélices,

Fig. 2 en vistas esquemáticas delanteras, traseras, en planta desde arriba y laterales otra aeronave del tipo genérico, en la que no están previstas hélices de paso regulable o hélices,

Fig. 3 en vistas esquemáticas delanteras, en planta desde arriba y laterales la aeronave de la figura 2 con un dispositivo de acoplamiento dispuesto en la parte delantera del fuselaje,

Fig. 4 una pala de hélice del dispositivo de propulsión en un corte transversal esquemático,

Fig. 5 en una vista en planta desde arriba un disco de propulsión para las palas de hélice,

Fig. 6 en una vista en planta desde arriba un anillo de control con ranura anular circular y una guía de discos excéntricos,

Fig. 7 en una vista en planta desde arriba el disco de propulsión con anillo de control, indicado mediante líneas discontinuas, en la posición neutral del anillo de control,

Fig. 8 en una vista en planta desde arriba el disco de propulsión con anillo de control, indicado mediante líneas discontinuas, en una posición de servicio, discurriendo la fuerza de empuje en dirección de la flecha,

Fig. 9 en una vista esquemática lateral un ejemplo de realización de una aeronave según la invención y

Fig. 10 en una vista esquemática delantera y trasera el ejemplo de realización de la figura 9.

La figura 1 muestra una aeronave del tipo genérico en vistas esquemáticas delanteras, traseras, en planta desde arriba y laterales. La aeronave presenta un fuselaje 1 y un dispositivo 2 de propulsión, acoplado con el fuselaje 1, para generar una fuerza definible de sustentación. El dispositivo 2 de propulsión presenta varias palas 3 de hélice que pueden pivotar en un ángulo predefinible de pala alrededor de un eje pivotante 4. Las palas 3 de hélice están alojadas de forma giratoria alrededor de un eje 5 de rotación y el ángulo de pala puede variar para generar la fuerza de sustentación durante el giro. Además, los respectivos ejes pivotantes 4 de las palas 3 de hélice están dispuestos esencialmente en paralelo al eje 5 de rotación. En este caso, los ejes pivotantes 4 de las palas 3 de hélice están dispuestos también esencialmente en paralelo entre sí.

Asimismo, los ejes pivotantes 4 están dispuestos de manera equidistante entre sí y a la misma distancia del eje 5 de rotación.

Las palas 3 de hélice están alojadas de forma pivotante por un extremo en un elemento 7 de propulsión con su eje pivotante 4. Además, cada pala 3 de hélice presenta un eje 6 de control como punto de ataque para un pivotado de las palas 3 de hélice alrededor del eje pivotante 4. El elemento 7 de propulsión presenta un eje 8 de apoyo.

En el caso de la aeronave mostrada aquí, varias palas 3 de hélice forman un cilindro 15 rotatorio alrededor de uno de los ejes 5 de rotación, presentando en total el dispositivo 2 de propulsión cuatro cilindros 15 de este tipo. En cada lado longitudinal del fuselaje 1 están dispuestos dos cilindros 15. Aquí los ejes 5 de rotación se alinean a los cilindros opuestos 15.

La figura 2 muestra una aeronave de tipo genérico en vistas esquemáticas delanteras, traseras, en planta desde arriba y laterales. En esta aeronave los cilindros 15 están dispuestos en paralelo a un eje longitudinal del fuselaje 1 que discurre en dirección de vuelo hacia delante. Las palas 3 de hélice de los cilindros 15 tienen control de torsión y presentan en ambos extremos un elemento de control para controlar el eje de control.

En un elemento 16 de guía está dispuesto un rotor 17 de guía para movimientos hacia delante o movimientos hacia atrás. El rotor 17 de guía está construido a partir de varias palas 18 de rotor. En el caso de la aeronave mostrada aquí están dispuestas en la parte superior dos turbinas de propulsión de potencia de árbol.

La figura 3 muestra en vistas esquemáticas delanteras, en planta desde arriba y laterales la aeronave de la figura 2, en la que está asignado al fuselaje 1 un dispositivo 19 de acoplamiento para la carga y descarga de mercancías y/o para el embarque o desembarque de personas. El dispositivo 19 de acoplamiento está configurado como conducto de evacuación.

La figura 4 muestra en una vista esquemática el perfil de la sección transversal de una pala 3 de hélice. Aquí se puede observar, por una parte, el eje pivotante 4 y, por la otra parte, el eje 6 de control.

La figura 5 muestra en una vista en planta desde arriba un elemento 7 de propulsión que está configurado como disco de propulsión y que presenta un eje 8 de apoyo. El elemento 7 de propulsión presenta zonas 9 de paso para alojar los ejes pivotantes 4 de las palas 3 de hélice. Además, el elemento 7 de propulsión presenta zonas 10 de paso para los ejes 6 de control de las palas 3 de hélice. Las zonas 10 de paso están configuradas como agujeros longitudinales curvados. El elemento 7 de propulsión presenta zonas 11 de paso por razones de ahorro de peso.

La figura 6 muestra en una vista esquemática en planta un elemento 12 de control, configurado como anillo de control, con una ranura anular 14 que discurre en la zona del borde exterior del anillo de control, para guiar el eje 6 de control de una pala 3 de hélice. Con el fin de desplazar el elemento 12 de control de forma relativa respecto al eje 5 de rotación se puede desplazar el elemento 12 de control en una guía configurada como guía 13 de discos excéntricos. En una disposición a modo de ejemplo, el elemento 12 de control está dispuesto en paralelo al elemento 7 de propulsión, estando insertado el eje 6 de control de una pala 3 de hélice a través de la zona 10 de paso en el elemento 7 de propulsión y estando alojado a continuación en la ranura anular 14 del elemento 12 de control.

La figura 7 muestra en una vista esquemática en planta desde arriba una disposición del elemento 7 de propulsión con el elemento 12 de control, dispuesto detrás, de un cilindro 15. El elemento 12 de control está representado únicamente mediante líneas discontinuas y sólo en su zona marginal exterior. El elemento 12 de control se encuentra en la figura 7 en su posición neutral, en la que no se genera un empuje ni una desviación del aire mediante las palas 3 de hélice. El perfil de la sección transversal de la pala 3 de hélice está curvado de forma cóncava hacia el eje 5 de rotación. Las palas 3 de hélice están dispuestas casi en un cilindro circular imaginario que se genera mediante la curvatura de las palas 3 de hélice.

El elemento 12 de control está desplazado en la figura 8 mediante la guía de forma relativa respecto al eje 5 de rotación. En este caso se genera un empuje en la dirección 20 de empuje. En la figura 8 se puede observar el principio del ajuste cíclico de la pala de hélice mediante el elemento 12 de control, en el que las palas 3 de hélice se pivotan durante un giro del elemento 7 de propulsión de forma relativa respecto al elemento 12 de control una vez entre sus posiciones extremas de desviación. Sobre una línea, que está definida por la dirección 20 de empuje y que discurre por el eje 5 de rotación, se encuentran casi las dos posiciones extremas de desviación de las palas 3 de hélice. En las posiciones, desplazadas a tal efecto en 90 grados, las palas 3 de hélice se encuentran nuevamente en su posición neutral, en la que no generan un empuje ni una desviación del aire. La dirección de giro de las palas 3 de hélice en el ejemplo de realización mostrado en la figura 8 es en el sentido de las agujas del reloj.

La figura 9 muestra en una vista esquemática lateral un ejemplo de realización de una aeronave según la invención con un fuselaje 1, en el que delante de un cilindro 15 de rotor está dispuesta una hélice 21 de tracción y detrás de otro cilindro 15 de rotor, una hélice 22 de empuje. Están dispuestas además salidas 23 de turbina en la zona de los cilindros 15 de rotor.

La figura 10 muestra en una vista esquemática delantera y trasera el ejemplo de realización de la figura 9, en el que están dispuestas superficies auxiliares de sustentación o superficies 24 de sustentación en el fuselaje 1. Los cilindros 15 de rotor están dispuestos o suspendidos en las superficies 24 de sustentación. Las hélices 21 de tracción están dispuestas delante de los cilindros 15 de rotor y las hélices 22 de empuje, detrás de los cilindros 15 de rotor.

Claims (21)

1. Aeronave con un fuselaje (1) y un dispositivo (2) de propulsión acoplado con el fuselaje (1) para generar una fuerza definible de sustentación, presentando el dispositivo (2) de propulsión varias palas (3) de hélice, estando alojadas las palas (3) de hélice de forma pivotante en un ángulo predefinible de pala alrededor de un eje pivotante (4) y de forma giratoria alrededor de un eje (5) de rotación, pudiéndose variar el ángulo de pala para generar la fuerza de sustentación durante el giro, estando dispuestos los respectivos ejes pivotantes (4) de las palas (3) de hélice esencialmente en paralelo al eje (5) de rotación, formando varias palas (3) de hélice un cilindro (15) rotatorio alrededor de uno de los ejes (5) de rotación respectivamente y presentando el dispositivo (2) de propulsión al menos dos cilindros (15) de este tipo, caracterizada porque tanto delante como detrás de un cilindro (15) de rotor está dispuesto respectivamente una hélice de paso regulable o hélice (21, 22).

2. Aeronave según la reivindicación 1, caracterizada porque los respectivos ejes pivotantes (4) de las palas (3) de hélice están dispuestos esencialmente de forma equidistante entre sí y/o porque los ejes pivotantes (4) de las palas (3) de hélice están dispuestos en cada caso esencialmente a la misma distancia del eje (5) de rotación y/o porque los ejes pivotantes (4) de las palas (3) de hélice están dispuestos esencialmente en paralelo entre sí y/o porque los ejes pivotantes (4) de las palas (3) de hélice están dispuestos de modo que discurren por el centro de gravedad de las palas (3) de hélice.

3. Aeronave según la reivindicación 1 ó 2, caracterizada porque el perfil de la sección transversal de las palas (3) de hélice está curvado de forma cóncava hacia el eje (5) de rotación y/o porque las palas (3) de hélice presentan al menos en un extremo respectivamente un eje (6) de control como punto de ataque para un pivotado de las palas (3) de hélice alrededor del eje pivotante (4) y/o porque las palas (3) de hélice están alojadas de forma pivotante por un extremo junto a o en un elemento (7) de propulsión, pudiendo girar preferentemente el elemento (7) de propulsión alrededor del eje (5) de rotación o estando alojado de forma giratoria sobre el eje (5) de rotación.

4. Aeronave según la reivindicación 3, caracterizada porque el elemento (7) de propulsión presenta un eje (8) de apoyo o eje hueco y/o porque el elemento (7) de propulsión está configurado como disco de propulsión, disco circular de propulsión o anillo de propulsión y/o porque los ejes pivotantes (4) están dispuestos de forma circular en el borde del elemento (7) de propulsión o del disco de propulsión o del disco circular de propulsión o en el borde del anillo de propulsión.

5. Aeronave según la reivindicación 3 ó 4, caracterizada porque el elemento (7) de propulsión presenta hendiduras o zonas (9) de paso para alojar los ejes pivotantes (4) de las palas de hélice y/o porque el elemento (7) de propulsión presenta hendiduras o zonas (10) de paso para los ejes (6) de control de las palas (3) de hélice, estando configuradas las hendiduras o las zonas (10) de paso para los ejes (6) de control de las palas (3) de hélice preferentemente como agujeros longitudinales curvados, y/o porque el elemento (7) de propulsión presenta hendiduras, entalladuras o zonas (11) de paso.

6. Aeronave según una de las reivindicaciones 3 a 5, caracterizada porque el elemento (7) de propulsión interactúa con un elemento (12) de control para pivotar las palas (3) de hélice alrededor de su eje pivotante (4), estando desacoplado preferentemente el elemento (12) de control del giro de las palas (3) de hélice y/o del elemento (7) de propulsión.

7. Aeronave según la reivindicación 6, caracterizada porque el elemento (12) de control está alojado sobre el eje (5) de rotación y/o porque el elemento (12) de control presenta un control cicloidal y/o porque el elemento (12) de control se puede desplazar por una guía de forma relativa respecto al eje (5) de rotación.

8. Aeronave según la reivindicación 7, caracterizada porque la guía presenta dos guías lineales, dispuestas verticalmente entre sí, en el sentido de una guía de mesa en cruz o porque la guía presenta una guía giratoria en unión con una guía lineal en el sentido de una guía de palanca giratoria extensible o porque la guía presenta dos guías giratorias en el sentido de una guía doble (13) de discos excéntricos, estando asignado preferentemente un servomotor en cada caso a dos discos excéntricos de la guía (13) de discos excéntricos.

9. Aeronave según una de las reivindicaciones 6 a 8, caracterizada porque el elemento (12) de control presenta una ranura anular (14) o ranura circular para alojar los ejes (6) de control de las palas (3) de hélice y/o porque el elemento (12) de control está configurado como anillo de control o disco de control, presentando preferentemente la ranura anular (14) o el anillo de control una configuración diferente a la forma circular, proporcionando preferentemente la configuración diferente una función de ángulo de ataque dependiente del ángulo de giro o funciones superpuestas de ángulo de ataque y siendo preferentemente la función de ángulo de ataque proporcional a la expresión a\cdotcos(x)^{w}, en la que a es el ángulo de ataque de las palas (3) de hélice en grados y w es preferentemente un número entero,
preferentemente 11.

10. Aeronave según una de las reivindicaciones 6 a 9, caracterizada porque el eje (8) de apoyo o eje hueco del elemento (7) de propulsión está dispuesto preferentemente de forma centrada de modo que discurre a través del elemento (12) de control y/o porque el elemento (7) de propulsión y el elemento (12) de control están dispuestos en paralelo entre sí.

11. Aeronave según una de las reivindicaciones 1 a 10, caracterizada porque el dispositivo (2) de propulsión presenta al menos dos disposiciones de palas (3) de hélices giratorias alrededor de un eje (5) de rotación en cada caso y/o porque el eje (5) de rotación o los ejes (5) de rotación están dispuestos en un plano esencialmente horizontal.

12. Aeronave según una de las reivindicaciones 1 a 11, caracterizada porque el eje (5) de rotación o los ejes (5) de rotación están dispuestos en paralelo a un eje longitudinal del fuselaje (1) que discurre en dirección de vuelo hacia delante.

13. Aeronave según una de las reivindicaciones 1 a 12, caracterizada porque los cilindros (15) están desplazados uno contra otro en dirección del eje longitudinal y/o porque en cada lado longitudinal del fuselaje (1) está dispuesto al menos un cilindro (15) y/o porque al menos dos cilindros (15) pueden girar en sentido contrario.

14. Aeronave según una de las reivindicaciones 1 a 13, caracterizada porque en cada lado longitudinal del fuselaje (1) están dispuestos al menos dos cilindros (15) y porque los ejes (5) de rotación se alinean a cilindros opuestos (15) y/o porque cada cilindro (15) se puede controlar por separado y/o porque varios cilindros (15) se pueden controlar de manera conjunta en el mismo sentido.

15. Aeronave según una de las reivindicaciones 1 a 14, caracterizada porque las palas (3) de hélice están alojadas de forma pivotante por su otro extremo, opuesto al elemento (7) de propulsión, junto a o en un elemento (16) de guía mediante un eje pivotante (4) respectivamente, estando configurado preferentemente el elemento (16) de guía esencialmente como el elemento (7) de propulsión, preferentemente en forma de disco.

16. Aeronave según la reivindicación 15, caracterizada porque el elemento (16) de guía está dispuesto de manera que gira junto con el elemento (7) de propulsión y/o porque el elemento (16) de guía y el elemento (7) de propulsión están acoplados mediante un eje o mediante el eje (5) de rotación y/o porque al elemento (16) de guía está asignado un rotor (17) de guía con varias palas (18) de
rotor.

17. Aeronave según la reivindicación 16, caracterizada porque las palas (18) de rotor están articuladas en el elemento (16) de guía y/o porque el rotor (17) de guía está propulsado mediante una varilla que discurre a través del eje (5) de rotación.

18. Aeronave según una de las reivindicaciones 1 a 17, caracterizada porque las disposiciones, colocadas una al lado de otra o una detrás de otra, de palas (3) de hélice o cilindros (15) están situadas de forma casi simétrica.

19. Aeronave según una de las reivindicaciones 6 a 18, caracterizada porque en ambos extremos de las palas (3) de hélice está dispuesto respectivamente un elemento (12) de control accionable de manera independiente de otro elemento (12) de control en cada caso.

20. Aeronave según una de las reivindicaciones 1 a 19, caracterizada porque al menos una turbina de propulsión está dispuesta en el fuselaje (1) de la aeronave, conduciéndose preferentemente los gases de escape de la turbina de propulsión por el lateral fuera del fuselaje (1) directamente al cilindro (15) de rotor o por el cilindro (15) de rotor.

21. Aeronave según una de las reivindicaciones 1 a 20, caracterizada porque entre las hélices de paso regulable o hélices (21, 22) están dispuestos dos o varios cilindros (15) de rotor situados uno detrás de otro y/o porque en el fuselaje (1) está dispuesta al menos una superficie auxiliar de sustentación o superficie (24) de sustentación, en la que o en las que están dispuestos o suspendidos el cilindro (15) de rotor o los cilindros (15) de rotor.