ES2332921T3 - Metodo de gobierno de una aeronave convertible. - Google Patents
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Abstract
Comprende un fuselaje, unas alas fijas convencionales dotada de alerones, una cola con timones, motores, un rotor de palas, una transmisión, entre los motores y el rotor, equipada con medios de freno y embrague del rotor, un tren de aterrizaje, unos medios de transición de modo helicóptero a modo autogiro y viceversa, y unos medios de transición directa e inversa de modo autogiro-helicóptero a modo avión. La sustentación para un rango de velocidades bajas se produce por medio del rotor, y la sustentación para un rango de velocidades altas se produce a través de las alas, pudiéndose asimismo producir la sustentación, para un rango de velocidades intermedias, mediante las alas y el rotor en modo autogiro, simultáneamente, y que el despegue y aterrizaje puede realizarse en modo autogiro o en modo helicóptero, con los motores embragados al rotor. La aeronave una aeronave híbrida helicóptero-autogiro-avión, pudiendo realizar la transición directa o inversa a modo avión tanto desde un modo helicóptero como desde un modo autogiro de funcionamiento.
Description
Método de gobierno de una aeronave
convertible.
La invención genéricamente se refiere a las
aeronaves convertibles del tipo de las que comprenden un fuselaje,
unas alas fijas estándar equipadas con alerones, un grupo de cola
con timones, motores de propulsión, un rotor con palas, una
transmisión entre los motores y el rotor, equipada con medios de
frenado y embrague del rotor, un tren de aterrizaje y unos medios
para la transición de modo helicóptero a modo autogiro y
viceversa.
La invención tiene por objeto un método de
gobierno de una aeronave convertible que comprende una transición
de modo helicóptero a modo autogiro y viceversa, así como la
aeronave convertible que hace uso de dicho método.
Las patentes US 1.590.497 y US 1.947.901, de
Juan de la Cierva y Codorniu, entre otras, definen y protegen el
autogiro, que es un aparato que está equipado con alas giratorias y
cuya principal sustentación en vuelo previene de la reacción del
aire sobre un sistema de superficies sustentadoras aerodinámicas o
rotores que pueden girar libremente. Así, podría decirse que el
autogiro es un avión que está equipado con alas en forma de hélice
que están articuladas en un eje vertical y giran por efecto de la
resistencia del aire durante el movimiento del aparato hacia
adelante y actúan como elementos sustentadores.
Desde la fecha en la que el autogiro fue
inventado por Juan de la Cierva y Codorniu en Madrid en 1993 hasta
la fecha actual, todos los diseñadores de aparatos de alas
giratorias, y primariamente de autogiros y helicópteros, han
intentado ampliar la gama de velocidades de estos aparatos a fin de
equipararlas a las de los aviones de alas fijas. Ya desde los
primeros modelos de autogiros, y particularmente los diseñados en
los Estados Unidos, dichos modelos fueron diseños híbridos en los
que las alas estándar destinadas al vuelo a alta velocidad
coexistían con el rotor, que es el elemento básico para proporcionar
sustentación a bajas velocidades.
Los esfuerzos que se han realizado para alcanzar
altas velocidades de vuelo en los aparatos de alas giratorias se
han visto frustrados por el hecho básico de que un rotor en vuelo a
velocidades relativamente altas presenta un perfil muy asimétrico en
la sustentación generada por la pala del rotor cuando "avanza"
en el viento producido por el vuelo hacia adelante de la aeronave y
cuando "retrocede" en ese mismo viento, el lado opuesto del
disco del
rotor.
rotor.
Este perfil de vuelo asimétrico es muy visible
si se analiza la velocidad (con respecto al viento) de la punta
exterior de la pala del rotor. Es fácil ver que, cuando la pala se
encuentra en posición de avance máximo, la velocidad es la suma de
las velocidades de rotación y traslación de la aeronave. Por el
contrario, cuando la pala está en el lado opuesto, la velocidad de
la misma es la diferencia entre ambas velocidades.
Por consiguiente, cuando una aeronave de alas
giratorias intenta volar a altas velocidades, es posible que la
punta de la pala llegue a sobrepasar la velocidad del sonido en la
pala que avanza y/o entre en pérdida en la pala que retrocede, lo
cual conduce a efectos muy indeseables en el comportamiento del
rotor.
Este factor ha limitado la velocidad máxima de
las aeronaves de alas giratorias (autogiros y helicópteros) a poco
más de 350 km/h. Ello contrasta con la velocidad de más de 1.000
km/h que es comúnmente alcanzada por las aeronaves de alas fijas,
incluyendo las de transporte aéreo civil. Esta velocidad es
ligeramente inferior a la velocidad del sonido en el aire, que al
nivel del mar es de aproximadamente 330 m/seg., que equivalen a
unos 1.200 km/h.
Numerosos aviones militares y algunos civiles
(tales como el "Concorde") alcanzan velocidades supersónicas,
pero a costa de considerables incrementos del consumo, del ruido,
del calentamiento del fuselaje y de otras varias
características.
En las aeronaves de alas giratorias, la
asimetría en la sustentación de un rotor en vuelo también genera un
efecto asimétrico debido a la "pérdida de velocidad" en
secciones internas de las puntas de las palas. Así, la velocidad
lineal producida por la rotación disminuye con el radio, mientras
que la velocidad de traslación permanece constante. Por ello, la
zona de cada pala en la que la velocidad cae hasta ser inferior a la
velocidad de pérdida es mayor cuando aumenta la velocidad de
traslación de la aeronave. La entrada en "pérdida"
("interrupción del flujo currentilíneo" en el ramo) de una
parte cada vez mayor de la pala que retrocede en el viento de la
marcha también produce una asimetría en la sustentación del
rotor.
La limitada velocidad máxima de las aeronaves de
alas giratorias impone serias restricciones a su utilización. Es
evidente que el incentivo principal -la razón de ser- de
estas aeronaves es su capacidad de vuelo lento y estacionario, así
como su capacidad de despegue y aterrizaje en un espacio reducido a
poco más del tamaño de la propia aeronave y del rotor de la misma.
Pero muchas de las misiones civiles o militares de los helicópteros
consisten en transportar personas y/o carga entre dos puntos,
pudiendo uno de los mismos o ambos no estar equipado(s) con
infraestructuras de despegue o aterrizaje. En estos casos, la
máxima velocidad máxima y de crucero de los autogiros e
helicópteros hace que los tiempos de transporte sean largos, lo cual
limita en gran medida su utilización práctica para muchas
misiones.
Durante los ochenta años que han transcurrido
desde el nacimiento de la aviación de alas giratorias, ha habido
numerosos intentos para romper la barrera de la alta velocidad en
estos aparatos. Sin excepción, todos ellos se han basado en diseños
híbridos compuestos de alas y un rotor, con la intención de
transferir la sustentación del rotor a bajas velocidades a las alas
a velocidades más altas. Estas aeronaves son conocidas como
aeronaves convertibles o híbridas, o "convertiplanos".
Así, son actualmente conocidas las de un gran
número de realizaciones de aeronaves convertibles que de una manera
perfectamente conocida están compuestas por un fuselaje, unas alas
fijas estándar equipadas con alerones, un grupo de cola con
timones, motores, un rotor con palas, una transmisión entre los
motores y el rotor, equipada con medios de frenado y embrague del
rotor, y un tren de aterrizaje.
Se enumera y describe a continuación una parte
considerable de estas realizaciones que, en su conjunto, definen el
estado de la técnica más cercano.
La patente US 1.792.014, de G.P. Herrick,
describe una aeronave de este tipo con alas de sustentación de
posición normalmente fija con un montaje que permite la rotación de
las mismas según planos esencialmente horizontales a modo de hélice
sustentadora accionada por el aire en movimiento y con movimientos
de pivotación con respecto al eje de rotación. Esta aeronave
también tiene medios de retención para retener el ala en una
posición fija sin posibilidad de rotación, medios de retención para
mantener el ala en posición con respecto a la pivotación, y medios
de liberación de ambos medios de retención a voluntad del piloto,
así como medios para la conducción de la aeronave por el aire.
Por consiguiente, esta aeronave de la patente US
1.792.014, cuya versión comercial práctica se denominó
convertiplano "Herrick HV2A", era una aeronave que
podía volar como autogiro y como avión con el rotor parado en
posición transversal, haciendo varias transiciones en vuelo entre
los dos modos. El HV2A es, evidentemente, un intento de
superar las limitaciones de velocidad de los autogiros. Su velocidad
máxima era de 160 km/h.
El "Fairey Gyrodyne" es una aeronave
convertible, diseñada por la Fairey Aviation Ltd. en Gran Bretaña
en 1946. Esta aeronave convertible es una aeronave híbrida entre
helicóptero y autogiro, que usa una hélice en el lado de babor que
sirve para compensar el par generado al aplicar potencia al rotor.
En modo autogiro para vuelo rápido, la misma hélice sirve para
proporcionar empuje a la aeronave. La aeronave alcanzó una velocidad
máxima de 200 km/h que en aquella época, y concretamente el día 28
de junio de 1948, estableció un récord mundial para aeronaves de
alas giratorias.
El Gyrodyne original fue extensivamente
modificado para ser convertido en el Jet Gyrodyne (1953) a fin de
estudiar el principio de impulsión a reacción de las palas
concebido para el Rotodyne, que se describe más adelante. Aunque el
Jet Gyrodyne modificado mantenía la configuración general del
Gyrodyne, tenía montado en el mismo un rotor de dos palas con
aumentadores en las puntas en sustitución del tipo de tres palas
empleado anteriormente y estaba equipado con dos hélices. Dos
compresores del tipo utilizado en el motor
Rolls-Royce Merlin suministraban aire comprimido a
las puntas del rotor, que giraban libremente, limitándose un motor
Leonides a mover las dos hélices Fairey impulsoras y de paso
variable montadas en las puntas de las alas. No se han encontrado
datos sobre la velocidad máxima alcanzada por este diseño.
Ante el resultado positivo del Jet Gyrodyne, la
propuesta del doctor J.A.J. Bennet, uno de los principales
colaboradores de Juan de la Cierva, y del capitán A.G. Forsyth,
formulada en 1947, de construir un gran convertiplano, parecía ser
prometedora. En diciembre de 1951 la British European Airways
solicitó un aparato de 30-40 plazas para rutas
cortas y medianas, y Fairey presentó una propuesta que más o menos
se ajustaba a sus ideas. La propuesta fue aceptada, y en 1953 el
Ministerio de Abastecimientos Inglés le otorgó un contrato para
construir un prototipo experimental. El sistema de ensayos constaba
de un rotor principal, las dos turbinas, alas, etc., y los controles
se instalaron en un compartimento situado aproximadamente en la
posición del morro. Se realizaron pruebas exhaustivas mientras se
construía el prototipo. El Rotodyne hizo su primer vuelo como
helicóptero el 6 de noviembre de 1957, y la primera transición a
vuelo horizontal tuvo lugar a mediados del mes de abril del año
siguiente. El Rotodyne tenía un fuselaje de concepción ortodoxa de
sección cuadrangular con alas cortas y rectangulares en las que
iban montadas las turbinas Eland. El tren de aterrizaje triciclo se
retraía en el interior de las góndolas de los motores. Un doble
plano de deriva, posteriormente completado con otro central, estaba
montado en las puntas del plano sustentador de cola, de planta
rectangular e instalado en posición alta. El despegue en vertical se
lograba gracias a un gran rotor "cuatripala", con impulsores
de reacción en las puntas, que eran alimentados con aire comprimido
purgado de las turbinas y mezclado con combustible. Posiblemente
eran estatorreactores. Cada turbina alimentaba dos palas opuestas a
fin de evitar asimetrías en caso de falla de un motor.
El 5 de enero de 1959 el Rotodyne batía el
récord mundial de velocidad de aeronaves de alas giratorias para
convertiplanos en un circuito cerrado de 100 km, dejándolo en 307,2
km/h.
La patente US 2.702.168, solicitada en 1950, da
a conocer una aeronave convertible que puede volar en modo
helicóptero y en modo avión y está equipada con unas alas que se
extienden a ambos lados del fuselaje, con rotores montados en las
alas que son capaces de oscilar en torno a un eje horizontal, con
la posibilidad de modificar el ángulo de ataque y los vectores de
empuje de dichos rotores diferencialmente entre sí. La realización
práctica de la aeronave que se da a conocer en esta patente es el
V-22 Osprey de la Bell-Boeing, que
resuelve los problemas de asimetría de sustentación en el rotor (o
en los rotores) a altas velocidades de vuelo, haciendo que los
mismos rotores se transformen en vuelo para de tal manera actuar
como hélices tractoras de alta velocidad.
Esta aeronave convertible tiene una velocidad de
crucero de 432 km/h, y las distintas fuerzas armadas de los Estados
Unidos han hecho pedidos por varios cientos de unidades. La
velocidad máxima alcanzada por el V-22 Osprey es de
510 km/h.
La patente US 5.727.754, de la CarterCopter, da
a conocer una aeronave convertible o híbrida entre autogiro y
avión, equipada con un rotor de autogiro, una hélice impulsora de
paso variable para propulsión y alas con una superficie
relativamente pequeña. El CarterCopter es un convertiplano que está
en proceso de desarrollo en los Estados Unidos en la fecha de
presentación de esta patente.
La compañía CarterCopter ha anunciado su
intención de alcanzar altas velocidades máximas utilizando una
tecnología denominada "\mu-1", donde \mu es
la relación entre la velocidad de avance de la punta de la pala del
rotor y la velocidad lineal del CarterCopter. Carter sostiene que
para valores de \mu de más de 1, que corresponden a altas
velocidades de la aeronave, la sustentación proviene solamente de
las alas del CarterCopter, y la resistencia al avance del rotor,
autogirando a muy baja velocidad de rotación, es también muy baja,
lo que permitirá a la aeronave alcanzar altas velocidades de avance
a la vez que el rotor permanecerá en autorrotación a baja velocidad
de giro y permanecerá estable, con la ayuda de masas instaladas en
el interior de las palas cerca de la punta.
La teoría \mu-1 no ha sido
verificada en vuelo hasta la fecha de esta patente. El prototipo no
ha alcanzado todavía velocidad suficiente para probarlo.
Como se verá, todos los intentos que se han
descrito, basados en diseños híbridos compuestos de alas y un
rotor, realizados con la intención de transferir la sustentación del
rotor a bajas velocidades a las alas a velocidades más altas, se
limitan a híbridos duales o combinaciones
autogiro-avión, helicóptero-avión y
autogiro-helicóptero.
Parece evidente que una aeronave que pueda
operar a baja velocidad o a velocidad cero como un helicóptero pero
pueda alcanzar velocidades máximas mucho más altas que las de los
helicópteros actuales, así como la seguridad en vuelo que es
característica del autogiro, encontraría un nicho importante tanto
en los mercados civiles como en los militares, viniendo a llenar el
vacío que existe en el actual estado de la técnica.
La finalidad de esta invención es la de aportar
una nueva realización de aeronave convertible, así como un método
de gobierno de esta aeronave que resuelva el problema planteado y
llene el vacío anteriormente mencionado.
Como estado de la técnica más próximo hay que
citar la US 2002/0011539 A1, que da a conocer un método y una
aeronave según el preámbulo de las reivindicaciones 1 y 7.
Con esta finalidad, en un aspecto el objeto de
la invención es un nuevo método de gobierno para aeronaves
convertibles del tipo indicado al comienzo, que en esencia está
caracterizado por el hecho de que el método comprende una
transición directa e inversa de modo helicóptero a modo autogiro y
una transición directa e inversa de modo
autogiro-helicóptero a modo avión, comprendiendo la
transición directa de modo helicóptero a modo autogiro las etapas
siguientes:
- desacoplar el embrague del rotor de los motores de propulsión del rotor;
y comprendiendo la transición directa de modo
autogiro-helicóptero a modo avión las etapas
siguientes:
- ajustar los pasos colectivo y cíclico de las palas del rotor a prácticamente cero grados, de modo que las mismas dejen de sustentar y controlar la aeronave y que ésta última sea sustentada por las alas fijas estándar y controlada por los alerones y los timones;
- reducir rápidamente la velocidad de rotación del rotor usando el freno del mismo;
- detener el rotor en una posición transversal de sus palas en una posición esencialmente transversal a la dirección de vuelo;
- replegar las palas del rotor hacia la popa de la aeronave, hasta que su eje longitudinal quede alineado con la dirección del movimiento de la aeronave;
- hacer girar la pala que tenía un flujo de aire inverso cuando las palas estaban detenidas transversalmente a la dirección de vuelo hasta aproximadamente 180º sobre el eje de paso de la misma;
\newpage
- desplegar las palas, independientemente entre sí, hasta una posición acimutal determinada por una predeterminada gama de ángulos; y
- ajustar el ángulo de ataque de las palas desplegadas hasta que las palas queden desplegadas en una posición paralela a las alas fijas;
y comprendiendo la transición inversa los pasos
anteriormente mencionados ejecutados en secuencia inversa y con las
acciones contrarias.
Las reivindicaciones 2 a 6 describen otras
características y realizaciones del método según la invención.
Según un segundo aspecto de esta invención, se
aporta una aeronave convertible para la ejecución del método
descrito que está en esencia caracterizada por la parte
caracterizante de la reivindicación 7.
Las reivindicaciones dependientes 8 a 19,
definen adicionales características de la aeronave de la
invención.
Los expertos en la materia observarán que las
nuevas características inventivas del método de esta invención
permiten contar con una aeronave híbrida con una triple
funcionalidad de
helicóptero-autogiro-avión. De
hecho, la sustentación para una gama de bajas velocidades se
produce por medio del rotor, y la sustentación para una gama de
altas velocidades se produce por medio de las alas fijas; pudiendo
la sustentación también producirse, para una gama de velocidades
intermedias, por medio de las alas y del rotor en modo autogiro,
simultáneamente. El despegue y el aterrizaje pueden llevarse a cabo
en modo autogiro o en modo helicóptero, con los motores embragados
con el rotor, lo cual redunda en una aeronave híbrida tipo
helicóptero-autogiro-avión; pudiendo
hacerse la transición directa o inversa a modo avión tanto desde
modo helicóptero como desde modo autogiro.
Se describe detalladamente a continuación una
realización preferida aunque no exclusiva de la aeronave
convertible y del método de la invención; y para facilitar la
comprensión de la misma se adjuntan dibujos ilustrativos que se
aportan a título meramente ejemplificativo y no limitativo. En
dichos dibujos:
La Fig. 1 es una vista en alzado lateral de una
aeronave convertible según esta invención, con las palas del rotor
desplegadas para funcionamiento en modo autogiro o en modo
helicóptero, y con el tren de aterrizaje desplegado;
la Fig. 2 es una vista en planta superior de la
aeronave de la Fig. 1;
la Fig. 3 es una vista en alzado frontal de la
aeronave de la Fig. 1;
la Fig. 4 es una vista en alzado lateral de una
aeronave convertible según esta invención, para funcionamiento en
modo avión de alas fijas y con el tren de aterrizaje replegado;
la Fig. 5 es una vista en planta superior de la
aeronave de la Fig. 4;
la Fig. 6 es una vista en alzado frontal de la
aeronave de la Fig. 4; y
la Fig. 7 es una vista en alzado que muestra
esquemáticamente elementos mecánicos de los medios de transición
situados en las raíces de las palas del rotor.
\vskip1.000000\baselineskip
Los dibujos anteriormente mencionados muestran
la composición y la forma de funcionamiento de la aeronave
convertible 1 de esta invención.
La aeronave convertible 1 de la invención es una
aeronave híbrida entre un helicóptero, un autogiro y un avión de
alas fijas. La aeronave convertible 1 comprende un fuselaje 2, alas
fijas estándar 3 equipadas con alerones, un grupo de cola estándar 4
con timones, motores de propulsión 5, un rotor 6 con palas 7, 8,
una transmisión entre los motores de propulsión 5 y el rotor 6,
equipada con medios de frenado y embrague del rotor 6, un tren de
aterrizaje 9, medios de transición de modo helicóptero a modo
autogiro y viceversa, medios para la transición directa e inversa
de modo autogiro-helicóptero a modo
avión, que se describen más adelante, y medios de presurización y
calefacción de la cabina 12.
En el ejemplo de la aeronave convertible 1 que
se ilustra, ésta última comprende un tren de aterrizaje 9 que está
formado por tres ruedas retráctiles 10, como se muestra en las
Figs. 1 y 3, a pesar de que puede también estar formado por esquís
fijos o "semirrectráctiles".
En una realización, la aeronave convertible 1
que se muestra en los dibujos es un aparato con dos motores de
propulsión 5 que siempre funcionan a velocidad constante y mueven
dos hélices 11 de paso variable. Las hélices 11 pueden tener un paso
negativo. Además, los motores de propulsión 5 están conectados al
rotor 6 por medio de una transmisión equipada con un freno y un
embrague.
La sustentación para una gama de velocidades
"negativas" o bajas (típicamente de entre 0 y 150 km/h) se
produce por medio del rotor 6, cuyo eje de rotación ha sido
representado con el número de referencia 19, y la aeronave
convertible 1 opera en modo de alas giratorias, es decir en modo
helicóptero o en modo autogiro, mientras que para velocidades más
altas la sustentación se lleva a cabo por medio de las alas fijas 3,
para vuelo en modo avión o alas fijas. La sustentación también
puede producirse, para una determinada gama de velocidades
intermedias, por medio de las alas 3 y del rotor 6 en modo
autogiro, simultáneamente.
La aeronave convertible 1 de la invención puede
despegar y aterrizar sobre "alas giratorias", es decir tanto
en modo autogiro como en modo helicóptero, con los motores de
propulsión 5 embragados al rotor 6, y la transición directa o
inversa a modo avión puede hacerse tanto desde el modo helicóptero
como desde el modo autogiro.
Las Figs. 1 a 3 ilustran una aeronave
convertible 1 según esta invención, con las palas 7, 8 del rotor 6
desplegadas para funcionamiento en modo autogiro o helicóptero, y
con el tren de aterrizaje desplegado. Los círculos 13, 14 y 15 que
se muestran en las vistas en planta y frontales indican que el
rotor 6 y las hélices 11 están girando en uno de estos dos modos de
vuelo (modos de vuelo sobre alas giratorias). Dichos círculos
también indican las trayectorias de las puntas de las palas 7 del
rotor y de las hélices 11.
Las Figs. 4 a 6 muestran la aeronave convertible
1 con las palas 7, 8 del rotor 6 desplegadas hacia la popa, para
funcionamiento en modo avión de alas fijas, y con el tren de
aterrizaje 9 replegado. En este modo de vuelo el rotor 6 está
detenido, como muestra la ausencia de círculos en las Figs. 4 a 6.
Las hélices 11 siguen obviamente girando.
El rotor 6 de la aeronave convertible 1 que se
ilustra a título de ejemplo pero sin carácter limitativo tiene dos
palas 7 y 8 de tipo replegable, tanto en tierra como en vuelo, que
tienen un perfil aerodinámico simétrico con respecto a la cuerda del
perfil aerodinámico de la pala, y una cuerda variable, siendo la
cuerda mayor en la raíz que en la punta de las palas, como puede
verse en las Figs. 2 y 5. Ventajosamente, la relación entre el
espesor y la cuerda del perfil aerodinámico de las palas es de entre
0,1 y 0,2, y más específicamente, el perfil de las palas es
ventajosamente del tipo NACA 0012 o de otro tipo simétrico. El
rotor 6 está articulado en batimiento en el modo convencional en el
eje longitudinal de las palas, a fin de variar el paso de las mismas
tanto cíclica como colectivamente.
Las palas 7 y 8 del rotor 6 pueden girar en
torno a ejes verticales equipados con un conjunto de primeros
motores 17 (Fig. 7) que son por ejemplo servomotores, según lo que
se conoce como tecnología
"x-by-wire", que se describe
más adelante. Los ejes longitudinales de las palas están equipados
con un segundo conjunto de motores 18, que son por ejemplo
servomotores y son también controlados por el sistema
"x-by-wire". Este tipo de
palas 7, 8, que son replegables en tierra, hace que sea posible
plegar las palas y obtener unas dimensiones mínimas para la
aeronave 1, para que con ello la misma pueda tener cabida en los
elevadores de los portaaviones o en pequeños hangares.
La Fig. 7 muestra que los elementos
anteriormente indicados quedan encerrados en un carenado 23.
Las palas 7, 8 del rotor 6 de la aeronave
convertible 1 de esta invención son también replegables en vuelo,
como se describe más adelante.
El embrague de los medios de transición de modo
helicóptero a modo autogiro y viceversa se desacopla para el paso
de modo helicóptero a modo autogiro, para que el rotor 6 pase así a
autorrotar, y se acopla para el paso de modo autogiro a modo
helicóptero, en el que el rotor 6 es accionado por los motores de
propulsión 5.
Los medios de transición directa e inversa de
modo autogiro-helicóptero a modo avión comprenden
adicionales medios de regulación para el paso cíclico y colectivo de
las palas 7, 8 del rotor 6, estando dichos medios situados en el
rotor 6 y haciendo dichos medios que sea posible ajustar dichos
pasos a cero, a fin de eliminar la sustentación del rotor 6 en modo
avión.
En esta realización la regulación del paso
colectivo se ejecuta por medio de los segundos servomotores 18, que
sustituyen al plato distribuidor estándar que en el sector
aeronáutico se conoce como "plato oscilante", que consiste en
un conjunto de elementos que controla el paso de las palas del
rotor, con un elemento inferior fijo controlado por el piloto o por
el sistema "x-by-wire" y un
elemento superior que gira con el rotor unido a los brazos de
control del paso de las palas.
Los medios de transición directa e inversa de
modo autogiro-helicóptero a modo avión también
comprenden un freno para dicha transmisión que está adaptado para
detener por completo la rotación del rotor 6 en modo avión.
Este freno puede ser un freno estándar, como por
ejemplo un freno de disco del tipo de los que usan normalmente en
la industria de la automoción.
Un mecanismo adecuado, combinado con el
mecanismo de freno, hace que sea posible detener las palas 7, 8 del
rotor 6 en una posición transversal a la dirección de vuelo, para
la transición directa de modo autogiro-helicóptero a
modo avión.
Los medios de transición directa e inversa de
modo autogiro-helicóptero a modo avión comprenden
los primeros servomotores 17 anteriormente mencionados, que tienen
un eje vertical de rotación, y los segundos servomotores 18
anteriormente mencionados, que tienen un eje horizontal de
rotación.
Los primeros servomotores 17 están adaptados
para replegar las palas 7 y 8 hacia la popa de la aeronave 1 hasta
quedar su eje longitudinal alineado con la dirección opuesta a la
de movimiento de la aeronave 1, durante la transición directa de
modo autogiro-helicóptero a modo avión.
Los segundos servomotores 18 hacen que sea
posible girar una de las palas 7 u 8 del rotor 6 hasta
aproximadamente 180º sobre su eje de paso. Los primeros servomotores
17 están adaptados para desplegar las palas independientemente
entre sí hasta una posición acimutal que viene determinada por una
predeterminada gama de ángulos, durante la transición directa.
Preferiblemente, dicha gama predeterminada de
ángulos está situada entre 30 y 90º.
Los segundos servomotores 18 están también
adaptados para ajustar el ángulo de ataque de las palas 7, 8
desplegadas de forma tal que las mismas queden situadas sobre las
alas fijas estándar 3 de la aeronave y paralelamente a las mismas,
en modo biplano, aproximadamente como se muestra en las Figs. 4 a
6.
Es perfectamente sabido que el problema más
acuciante en el diseño de aeronaves híbridas es el de abordar las
dificultades de pilotaje, especialmente durante las transiciones de
sustentación del rotor a las alas y viceversa. Es obvio que el flujo
aerodinámico que genera la sustentación cambia completamente
durante las fases de transición de un modo de vuelo a otro. Por
consiguiente, se requiere un piloto experto que sea capaz de
ejecutar con rapidez y precisión y sin cometer error alguno las
sucesivas acciones que es necesario realizar en los mandos de la
aeronave para cambiar el modo de vuelo. El comportamiento de la
aeronave durante las etapas intermedias de la transición puede ser
contraintuitivo, lo cual a su vez requiere un gran entrenamiento y
una gran habilidad por parte del piloto.
A fin de resolver el problema del pilotaje, la
aeronave convertible 1 que se describe hace ampliamente uso de una
tecnología que ha surgido recientemente y se conoce por el nombre
de "fly-by-wire", o en términos
más generales "x-by-wire". La
tecnología "x-by-wire" consiste
en sustituir los elementos mecánicos del sistema de control de la
aeronave (palancas, barras, poleas, engranajes, cables, etc.) por
grupos de sensores para los mandos y de actuadores para los
elementos de control, que son todos ellos gestionados por
ordenadores digitales redundantes y un programa adecuado. Todos los
elementos, ordenadores, sensores y actuadores están enlazados por
un sistema de transmisión digital de datos que está preferiblemente
basado en cables de fibra óptica.
Se mencionan ampliamente en Internet las
tecnologías "FIy-by-wire" y
"x-by-wire". Son algunas
direcciones las siguientes:
\underline{http://www.vmars.tuwien.ac.at/projects/xbywire/docs/synthesis.doc}
\underline{http://dutera.et.tudelft.nl/-crweb/research/node6.html}
\underline{http://42volt.dupont.com/en/Systems/bywire\_main.html}
Por consiguiente, el sistema
"x-by-wire" es un sistema de
control para las distintas etapas de las distintas transiciones,
que se explican más adelante, que está exento de elementos
mecánicos manipulables entre las palancas de mando y los elementos
de control de la aeronave, donde las distintas etapas de las
distintas transiciones son programables y son ejecutadas
automáticamente, y que está equipado con elementos de seguridad
redundantes que están constituidos por ordenadores, sensores y
actuadores redundantes.
Con respecto a los motores de propulsión 5 de la
aeronave, en la realización preferida, que se basa en motores de
propulsión 5 que accionan hélices 11 de paso variable, los mismos
están situados a popa con respecto a las alas fijas estándar 3, como
se muestra en los dibujos.
Como alternativa, los motores de propulsión 5
pueden ser motores de pistón, de turbina de gas o de reacción.
Como se ha explicado, la aeronave convertible 1
de la invención es una aeronave híbrida
helicóptero-autogiro-avión y puede
operar en los tres modos. Describimos a continuación los distintos
modos de funcionamiento y las distintas transiciones de la aeronave
convertible 1 según la invención.
En primer lugar describimos el modo de
funcionamiento en modo Helicóptero.
El despegue, el aterrizaje y el vuelo de la
aeronave convertible 1 a muy bajas velocidades (de 0 a 40 km/h) se
hacen en Modo Helicóptero. En este Modo, los motores de propulsión
5 están embragados al rotor 6, y el par de fuerzas que es necesario
para impedir la rotación del fuselaje 2 es creado por las dos
hélices 11, que en este modo de vuelo generan un empuje diferencial
a fin de originar este par. Así, en vuelo estacionario sin viento
relativo, las hélices 11 generan empujes iguales y opuestos, uno
hacia adelante y el otro hacia atrás; y con esta finalidad una de
las hélices usa un paso negativo. En vuelo lento hacia adelante,
los movimientos longitudinales y laterales se controlan actuando en
los pasos cíclico y colectivo del rotor 6 y en los pasos de las
hélices 11, y los movimientos direccionales se ejecutan cambiando
los empujes diferenciales de las hélices 11, que continúan
generando un par de fuerzas para compensar el par aplicado por los
motores de propulsión 5 al rotor 6. En estas condiciones, la
aeronave convertible 1 se comporta como un
helicóptero con un alto nivel de autoridad en las seis dimensiones de control, las tres longitudinales y las tres angulares.
helicóptero con un alto nivel de autoridad en las seis dimensiones de control, las tres longitudinales y las tres angulares.
A estas bajas velocidades, las alas fijas 3 en
poco o en nada contribuyen a la sustentación de la aeronave 1 en el
aire. De hecho, dichas alas fijas son elementos parásitos que
reducen la sustentación del rotor 6, puesto que están intercaladas
en su flujo aerodinámico.
Describimos a continuación el Modo Autogiro y la
transición de modo Helicóptero a modo Autogiro.
Cuando la aeronave convertible 1 adquiere una
velocidad ilustrativa de aproximadamente 40 km/h, se desembraga el
rotor 6 del motor de propulsión 5 y se ajustan los pasos cíclico y
colectivo del rotor 6 a fin de que éste último pueda autogirar. El
empuje de ambas hélices 11 se iguala puesto que, al desembragar el
rotor 6, desaparece el par que lo hace girar en modo Helicóptero.
En esas condiciones, la aeronave convertible 1 vuela como un
autogiro hasta alcanzar una velocidad aproximada de poco más o
menos 150 km/h. En estas condiciones, las alas fijas 3 contribuyen
ligeramente a la sustentación de la aeronave 1, pero ya no son un
elemento parásito, como en el Modo Helicóptero, lo cual ayuda a
incrementar el rendimiento de vuelo de la aeronave 1.
Una transición inversa tiene lugar cuando se
pasa de modo Autogiro a Modo Helicóptero.
Los expertos en la materia apreciarán que la
aeronave convertible 1 puede despegar y aterrizar en Modo Autogiro
si el piloto lo desea, si bien esto puede requerir cortas carreras
de despegue y aterrizaje. Pero el Modo Autogiro hace que sea posible
aterrizar con los motores de propulsión 5 parados sin peligro de
pérdida de velocidad ("pérdida"), lo cual incrementa de modo
importante la seguridad de la aeronave convertible 1 de esta
invención.
El vuelo en Modo Autogiro también incrementa el
rendimiento aerodinámico de un típico vuelo de la aeronave
convertible 1.
Describimos a continuación la transición de modo
autogiro o helicóptero a modo avión.
Cuando la aeronave convertible 1 alcanza una
velocidad de aproximadamente 150 km/h, con las palas 7, 8 del rotor
6 ya sea girando gracias a la transmisión o bien autogirando,
comienzan a aparecer los efectos de la sustentación asimétrica del
rotor. Pero a esta velocidad la sustentación generada por las alas
fijas 3 del aparato 1 ya es capaz de mantener a la aeronave 1 en
vuelo horizontal. A fin de evitar los efectos indeseables y la alta
resistencia al avance del rotor 6 a velocidades superiores a la
velocidad de transición, la aeronave convertible 1 hace la
transición a Modo Avión ejecutando la siguiente secuencia de
operaciones, que son propias y características de esta
invención:
- 1.-
- Replegar el tren de aterrizaje retráctil 9.
- 2.-
- Ajustar los pasos colectivo y cíclico de las palas 7, 8 del rotor 6 a prácticamente cero grados, para que así dejen de sustentar y controlar la aeronave 1. Los esfuerzos de control necesarios para el vuelo son ahora generados por los alerones de las alas fijas 3 y de los timones 20, como en un avión estándar.
- 3.-
- Reducir rápidamente la velocidad de rotación del rotor 6 usando el freno del mismo, hasta detenerlo completamente en una posición transversal con respecto a la dirección de vuelo. Obsérvese que, en estas condiciones, el flujo de aire a través de la pala del rotor 6 que está detenida en posición opuesta a la velocidad de marcha adelante es negativo (es decir que el flujo de aire entra por el borde de salida de la pala 7, 8 detenida). Las palas 7, 8 del rotor 6 se diseñan de forma tal que resistan fácilmente los esfuerzos generados por este flujo negativo. De ahí que la cuerda en la raíz sea mayor que la cuerda en las puntas, como se muestra en las Figs. 2 y 5.
- 4.-
- Replegar ambas palas 7, 8 hacia la popa de la aeronave 1 hasta que su eje longitudinal quede alineado con la dirección opuesta a la del movimiento de la aeronave convertible 1. El flujo aerodinámico está ahora alineado con los ejes longitudinales de ambas palas 7 y 8.
- 5.-
- Girar 180º sobre el eje de paso la pala 7, 8 que tenía un flujo de aire inverso al estar desplegada.
- 6.-
- Desplegar ambas palas 7, 8 hacia adelante hasta que alcancen una posición acimutal de aproximadamente 30º a 60º. Obsérvese que ahora, a continuación del Paso 5 de esta maniobra, el flujo de aire en ambas palas 7, 8 está correctamente orientado con respecto al vector de velocidad de la aeronave convertible 1. Se muestra en las Figs. 3 a 6 una vista de la aeronave convertible 1 en su configuración de avión.
- 7.-
- Ajustar el ángulo de ataque de las palas 7 y 8, que ahora actúan como las alas altas de un biplano (véanse las Figs. 4 y 6), a fin de que las mismas generen una pequeña sustentación que conduzca a una óptima relación de Sustentación/Resistencia al Avance para cada velocidad de vuelo, altura, etc.
- 8.-
- Durante toda la transición, gobernar la aeronave convertible 1 usando sus elementos aerodinámicos, es decir, los timones 20 del grupo de cola 4, los alerones de las alas fijas 3 y el paso de las hélices 11.
- 9.-
- Poner en funcionamiento los sistemas de presurización y calefacción de la cabina 12 y ascender hasta volar cómodamente a la altura óptima para lograr la velocidad de vuelo deseada y compatible con las instrucciones de control del tráfico aéreo.
Es evidente que durante las etapas 3 y 4 de esta
transición el flujo negativo en una de las palas 7 u 8 del rotor 6
producirá indeseables vibraciones e inestabilidades. Lo mismo puede
suceder al final de la etapa 2. En consecuencia, estas etapas de
transición deben ser ejecutadas con firmeza y rápidamente, y las
palas 7 y 8 del rotor 6 tienen que estar diseñadas de forma tal que
resistan los esfuerzos generados por estas vibraciones e
inestabilidades. Análogamente, el programa del sistema
"x-by-wire" que ejecuta estas
transiciones debe llevarlas a cabo lo más rápidamente posible,
puesto que no hay elementos mecánicos entre las palancas de mando y
los elementos de control de la aeronave.
La selección, las dimensiones, la potencia y el
par de los actuadores necesarios para ejecutar esta maniobra
deberán hacerse, seleccionarse y verificarse experimentalmente
usando este criterio tanto en túnel aerodinámico como en vuelos de
prueba.
Una vez ejecutada con éxito la maniobra de
transición a avión, la aeronave convertible 1 debe ascender hasta
la altura más adecuada para optimizar sus características de vuelo
como avión; y con esta finalidad deberá presurizarse la cabina y
utilizarse la calefacción de la misma a fin de mantener en ella una
confortable gama de temperaturas interiores y de presiones
atmosféricas. Durante este ascenso y vuelo de crucero deberán
también tomarse en consideración las pertinentes exigencias de las
autoridades de control del tráfico aéreo.
Describimos a continuación el funcionamiento en
modo avión de la aeronave convertible 1 de esta invención.
Se muestra en las Figs. 3 a 6 el aspecto de la
aeronave convertible 1 en vuelo en Modo Avión. El vuelo de la
aeronave convertible 1 en Modo Avión se controla por medio de
actuadores aerodinámicos estándar, tales como los timones 20 y los
alerones, y controlando el paso de las hélices de empuje
("empujadores").
Los expertos en la materia apreciarán que el
rotor 6 está ahora detenido con las palas 7 y 8 en una posición que
es aproximada o completamente transversal. Ambas palas 7, 8 tienen
el borde de ataque en la posición correcta con respecto al
movimiento de traslación de la aeronave 1. El tren de aterrizaje 9
está replegado y el aparato 1 presenta un perfil limpio en la
dirección de marcha hacia adelante. Este limpio perfil aerodinámico,
exento de componentes giratorios, ayuda a alcanzar las altas
velocidades de traslación de la aeronave convertible 1 de esta
invención.
Con respecto a las transiciones inversas, está
claro que la aeronave convertible 1 debe ejecutar transiciones en
secuencia inversa a la descrita hasta aquí a fin de volver a volar
primeramente como un Autogiro y luego como un Helicóptero, antes de
aterrizar. No es necesario describir estas transiciones, puesto que
las mismas son exactamente las opuestas a las que se han descrito y
son ejecutadas dentro de las mismas gamas de velocidades, aunque
ahora en orden decreciente.
Ahora que se han descrito los Modos de vuelo y
las transiciones entre los mismos, se observa claramente la
importancia del sistema de control de la aeronave convertible 1 de
esta invención con la tecnología
"Fly-by-Wire". Hay que recordar
que en los Convertiplanos que se han diseñado hasta la fecha las
transiciones se llevaban a cabo casi sin excepción sin esta
tecnología. Pero esas transiciones tenían que ser ejecutadas por
pilotos con una enorme experiencia y tras un lento proceso de
aprendizaje que en muchos casos era un autoaprendizaje. Puede
entenderse fácilmente la gran habilidad y el gran entrenamiento que
necesita un piloto a fin de seguir esta compleja secuencia de
opera-
ciones con la máxima precisión y velocidad y sin cometer errores de tipo alguno, y el gran riesgo que ello conlleva.
ciones con la máxima precisión y velocidad y sin cometer errores de tipo alguno, y el gran riesgo que ello conlleva.
En el caso de la aeronave convertible 1 de la
invención y gracias a la tecnología
"Fly-by-Wire", las complejas
maniobras de transición estarán simplemente programadas en los
ordenadores centrales del sistema, donde serán además optimizadas
para todas las variaciones de parámetros en cada vuelo, tales como
la "carga útil", la cantidad de combustible, la altura y la
temperatura ambiente, la velocidad de transición y muchos otros.
Con estos datos, al piloto le bastará con darle al sistema de
control la orden de ejecutar la transición pulsando un botón
adecuado, y el programa se encargará de ejecutar perfectamente la
secuencia de operaciones que se requiera en cada caso. Además, la
ejecución de la transición podría incluso ser iniciada de manera
completamente automática cuando el piloto indique por medio de los
mandos de vuelo normales que desea variar la velocidad de la
aeronave convertible 1 por encima o por debajo de cada velocidad de
transición.
En suma, la aeronave convertible 1 de esta
invención es una aeronave híbrida (o "convertiplano")
entre un helicóptero, un autogiro y un avión de alas fijas que
constituye algo completamente novedoso. Dicha aeronave convertible
es capaz de aterrizar y despegar verticalmente y de volar a
relativamente bajas velocidades de la misma manera como un
helicóptero, incluyendo el vuelo estacionario ("estacionamiento
fijo en el aire"), y variando su modo de vuelo puede alcanzar
velocidades máximas de aproximadamente 600 km/h, que son
equiparables a las de los aviones de alas fijas propulsados por
hélices. Además, la aeronave convertible 1 de esta invención puede
volar con gran rendimiento, con consumos específicos que son
equiparables a los de un helicóptero en vuelo lento (desde cero
hasta aproximadamente 150 km/h) y a los de un avión en vuelo a altas
velocidades.
A excepción de lo relativo a las máximas
velocidades de vuelo, todas las velocidades de transición que se
mencionan en esta descripción son aproximadas, ilustrativas y no
limitativas. Las velocidades a las cuales la aeronave convertible 1
de la invención ejecutará las transiciones deberán determinarse
durante las pruebas en túnel aerodinámico y los vuelos de prueba y
deberán calcularse al llevar a cabo el diseño aerodinámico y
estructural de la aeronave y del rotor de la misma.
Habiendo descrito suficientemente la naturaleza
de esta invención, así como la manera de llevarla a la práctica,
especificamos que todo aquello que no altere, varíe o modifique su
principio fundamental queda sujeto a variaciones de detalle, y que
los distintos elementos o componentes pueden ser sustituidos por
sus equivalentes técnicos.
\vskip1.000000\baselineskip
Esta lista de referencias que cita el
solicitante se aporta solamente en calidad de información para el
lector y no forma parte del documento de patente europea. A pesar de
que se ha procedido con gran esmero al compilar las referencias, no
puede excluirse la posibilidad de que se hayan producido errores u
omisiones, y la OEP se exime de toda responsabilidad a este
respecto.
- \bullet US 1590497 A [0003]
- \bullet US 2702168 A [0021]
- \bullet US 1947901 A, Juan de la Cierva y Codorniu [0003]
- \bullet US 5727754 A, Carter Copter [0023]
- \bullet US 1792014 A, G.P. Herrick [0015] [0016]
- \bullet US 20020011539 A1 [0029]
Claims (19)
1. Método de gobierno de una aeronave
convertible (1) equipada con un fuselaje (2), unas alas fijas
estándar (3) con alerones, un grupo de cola (4) con timones (20),
motores de propulsión (5), un rotor (6) con palas (7, 8), una
transmisión entre los motores y el rotor, equipada con medios de
frenado y embrague, y un tren de aterrizaje (9), comprendiendo el
método una transición directa e inversa de modo helicóptero a modo
autogiro y una transición directa e inversa de modo
autogiro-helicóptero a modo avión, comprendiendo la
transición directa de modo helicóptero a modo autogiro las etapas
siguientes:
- desembragar el rotor de los motores de propulsión;
y comprendiendo la transición directa de modo
autogiro-helicóptero a modo avión las etapas
siguientes:
- ajustar los pasos colectivo y cíclico de las palas (7, 8) del rotor (6) a prácticamente cero grados, para que así las mismas dejen de sustentar y controlar la aeronave (1) y ésta última sea sustentada por las alas fijas estándar y controlada por los alerones y los timones (20);
- reducir rápidamente la velocidad de rotación del rotor (6) usando el freno del mismo;
caracterizado por el hecho de que el
método también comprende los pasos siguientes:
- detener el rotor en una posición transversal de sus palas (7, 8) en una posición prácticamente transversal a la dirección de vuelo;
- replegar las palas de rotor hacia la popa de la aeronave, hasta que su eje longitudinal quede alineado con la dirección del movimiento de la aeronave;
- girar hasta aproximadamente 180º sobre su eje de paso la pala que tenía un flujo de aire inverso cuando las palas estaban detenidas transversalmente a la dirección de vuelo;
- desplegar las palas independientemente entre sí hasta una posición acimutal determinada por una predeterminada gama de ángulos; y
- ajustar el ángulo de ataque de las palas desplegadas hasta que las palas queden desplegadas en una posición paralela a las alas fijas;
y comprendiendo la transición inversa los pasos
anteriormente indicados ejecutados en secuencia inversa y con las
acciones contrarias.
\vskip1.000000\baselineskip
2. Método según la reivindicación 1,
caracterizado por el hecho de que la transición directa
comprende el paso preliminar de replegar el tren de aterrizaje
(9).
3. Método según cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizado por el hecho de
que el mismo comprende el paso de poner en funcionamiento los
sistemas de presurización y calefacción de la aeronave (1).
4. Método según cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizado por el hecho de
que el mismo comprende el paso de ascender hasta una óptima altura
de vuelo predeterminada sobre la base de las condiciones
atmosféricas y del control del tráfico aéreo.
5. Método según la reivindicación 1,
caracterizado por el hecho de que dicha gama predeterminada
de ángulos es preferiblemente de entre 30 y 90º.
6. Método según la reivindicación 1,
caracterizado por el hecho de que dicho paso de ajustar el
ángulo de ataque de las palas (7, 8) desplegadas para que así las
mismas queden situadas sobre las alas fijas estándar (3) de la
aeronave comprende el paso de disponer las palas en forma de un
biplano con respecto a las alas estándar.
7. Aeronave convertible (1) del tipo que
comprende un fuselaje (2), unas alas fijas (3) con alerones, un
grupo de cola (4) con timones (20), motores de propulsión (5), un
rotor (6) con palas (7, 8), una transmisión entre los motores y el
rotor, equipada con medios de frenado y embrague del rotor, tren de
aterrizaje y medios de transición de modo helicóptero a modo
autogiro y viceversa, estando el rotor equipado con medios de
accionamiento para la transición directa e inversa (17, 18) de modo
autogiro-helicóptero a modo avión que comprenden un
motor (18) para la regulación de los pasos colectivo y cíclico de
las palas (7, 8) del rotor (6) a prácticamente cero grados, para
que así las mismas dejen de sustentar y controlar la aeronave (1) y
ésta última sea sustentada por las alas fijas estándar y controlada
por los alerones y los timones (20);
\newpage
caracterizada por el hecho de que el
rotor también comprende:
- medios para detener el rotor en una posición transversal de las palas (7, 8) en una posición prácticamente transversal a la dirección de vuelo;
- un motor (17) para replegar y desplegar las palas del rotor hacia y desde la popa de la aeronave, el cual permite replegar las palas hasta quedar su eje longitudinal alineado con la dirección del movimiento de la aeronave y desplegarlas hasta una posición acimutal determinada por una predeterminada gama de ángulos; y
- un motor (18) para girar hasta aproximadamente 180º sobre su eje de paso la pala que tenía un flujo de aire inverso cuando las palas estaban detenidas transversalmente a la dirección de vuelo.
\vskip1.000000\baselineskip
8. Aeronave convertible (1) según la
reivindicación 7, caracterizada por el hecho de que la misma
comprende un sistema de control para las distintas etapas de las
distintas transiciones, estando el sistema de control de la aeronave
exento de elementos mecánicos manipulables entre las palancas de
mando y los elementos de control de la aeronave.
9. Aeronave convertible (1) según la
reivindicación 8, caracterizada por el hecho de que la misma
comprende medios de programación y automatización para las
distintas etapas de las distintas transiciones, para que así las
mismas sean programables y ejecutadas automáticamente.
10. Aeronave convertible (1) según la
reivindicación 9, caracterizada por el hecho de que el
sistema de control comprende elementos de seguridad redundantes.
11. Aeronave convertible (1) según la
reivindicación 10, caracterizada por el hecho de que dichos
elementos de seguridad redundantes son ordenadores, sensores y
actuadores redundantes.
12. Aeronave convertible (1) según cualquiera de
las reivindicaciones 8 a 11, caracterizada por el hecho de
que dicho sistema de control automático es un sistema del tipo
"Fly-by-wire" o
"x-by-wire".
13. Aeronave convertible (1) según cualquiera de
las reivindicaciones 7 a 12, caracterizada por el hecho de
que las palas (7, 8) del rotor (6) tienen un perfil aerodinámico
simétrico con respecto a la cuerda del perfil aerodinámico de la
pala.
14. Aeronave convertible (1) según la
reivindicación 13, caracterizada por el hecho de que la
relación entre el espesor y la cuerda del perfil aerodinámico de las
palas (7, 8) es de entre 0,1 y 0,2.
15. Aeronave convertible (1) según cualquiera de
las reivindicaciones 7 a 14, caracterizada por el hecho de
que las palas (7, 8) del rotor (6) están diseñadas de forma tal que
la cuerda en la raíz es mayor que la cuerda en las puntas.
16. Aeronave convertible (1) según cualquiera de
las reivindicaciones 7 a 15, caracterizada por el hecho de
que dichos motores de propulsión (5) son motores con hélices
(11).
17. Aeronave convertible (1) según la
reivindicación 16, caracterizada por el hecho de que las
hélices (11) están situadas a popa con respecto a las alas fijas
estándar (3).
18. Aeronave convertible (1) según las
reivindicaciones 16 o 17, caracterizada por el hecho de que
dichas hélices (11) tienen un paso variable.
19. Aeronave convertible (1) según cualquiera de
las reivindicaciones 7 a 18, caracterizada por el hecho de
que dichos motores de propulsión (5) son motores de pistón, de
turbina de gas o de reacción.
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