ES2711840A1 - Aeronave de operacion simplificada - Google Patents

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ES2711840A1 ES201731288A ES201731288A ES2711840A1 ES 2711840 A1 ES2711840 A1 ES 2711840A1 ES 201731288 A ES201731288 A ES 201731288A ES 201731288 A ES201731288 A ES 201731288A ES 2711840 A1 ES2711840 A1 ES 2711840A1
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Abstract

Aeronave de operación simplificada que comprende un fuselaje (1), dos superficies sustentadoras delanteras (2), dos superficies sustentadoras traseras (4) y al menos un motor de propulsión (2', 4') situado en cada superficie sustentadora (2, 4), en donde cada superficie sustentadora (2, 4) tiene una superficie aerodinámica continua con un borde de ataque, un borde de salida y unos perfiles de intradós y extradós que unen el borde de ataque con el borde de salida; las superficies sustentadoras (2, 4) están articuladas en giro para modificar su inclinación con respecto al fuselaje (1); y en donde la aeronave adicionalmente comprende unos medios de control configurados para accionar de modo independiente los motores de propulsión (2', 4'), tal que variando la propulsión de los motores (2', 4') y la inclinación de las superficies sustentadoras (2, 4) se realizan las maniobras de profundidad, alabeo y guiñada de la aeronave.

Description

DESCRIPCION
AERONAVE DE OPERACION SIMPLIFICADA
Sector de la tecnica
La presente invencion esta relacionada con el sector aeronautico, proponiendo una aeronave, especialmente una aeronave no tripulada, que, gracias a la configuracion simplificada de sus superficies sustentadoras y fuselaje, asf como al empleo de sistemas de propulsion independientes, permite obtener una aeronave de bajo peso, completa maniobrabilidad y bajo consumo que la hace especialmente adecuada para mantenerse en vuelo durante periodos prolongados de tiempo.
Estado de la tecnica
Durante los ultimos anos, las aeronaves no tripuladas, como vehfculos aereos no tripulados (por sus siglas en ingles, UAV “Unmanned Aerial Vehicle”), o aviones pilotados de forma remota (por sus siglas en ingles, RPA “Remoted Pilotely Aircraft”), han experimentado un desarrollo muy elevado, con aplicaciones en todo tipo de sectores que las han transformado en objetos cotidianos.
Dentro de este tipo de aeronaves existe una corriente de desarrollo centrada en aeronaves no tripuladas de vuelo de larga duracion y gran altitud, con fines de observacion y vigilancia y aplicaciones dentro del sector de las comunicaciones. Si bien lo ideal en este caso serfa conseguir condiciones de vuelo permanente, a dfa de hoy no se ha tenido exito en su desarrollo.
La creacion de aeronaves de vuelo permanente implica la generacion de un sistema capaz de captar energfa y transformarla en combustible para alimentar la propulsion de la aeronave de manera continua. Para lograrlo, los avances en esta lfnea trabajan con sistemas de captacion fotovoltaicos, unidos a sistemas de baterfas electricas para su acumulacion. El principal problema que impide actualmente el exito en estos desarrollos se encuentra en los consumos que requiere una aeronave de este tipo para mantener un vuelo sostenido, cuyo origen se encuentra en la eficiencia aerodinamica del diseno de la aeronave y su propio peso, incluyendo el peso de las baterfas. La mejora en uno o ambos de estos aspectos permitira reducir el consumo y acercarlo a la capacidad de captacion y generacion de los sistemas fotovoltaicos actuales, del mismo modo que los avances en el campo de captacion fotovoltaica permitiran trabajar con mayores pesos y cargas de pago.
Dentro de las aeronaves no tripuladas, del mismo modo que dentro de una aeronave de transporte tradicional, existen dos tipos de sistemas clave para generar sustentacion y maniobrar. Por un lado, las alas o superficies sustentadoras son los sistemas que generan la sustentacion necesaria para contrarrestar el peso de la aeronave y mantenerla en el aire, mientras que las superficies de control, habitualmente integradas en las propias alas (alerones, flaps, spoilers,...) y tambien en el empenaje trasero o cola (estabilizadores horizontales y vertical, y timones de profundidad y direccion), son las encargadas del control y la estabilizacion de la aeronave. Todos estos sistemas generan un sistema de geometrfa variable que permite a la aeronave generar la sustentacion necesaria y modificar su superficie aerodinamica de acuerdo a las necesidades de vuelo.
Sin embargo, especialmente estas superficies de control implican un numero elevado de sistemas actuadores, habitualmente hidraulicos, que requieren a su vez de sistemas adicionales como el bombeo. Ademas, las normativas aeronauticas actuales requieren generalmente la duplicacion de la mayorfa de estas superficies de modo que configuren sistemas redundantes capaces de mantener su operacion en el caso de que uno de sus actuadores falle.
La introduccion y duplicacion de todos los sistemas de actuadores anteriores supone un aporte de relevancia al peso conjunto de la aeronave, el cual implica consumos superiores de la misma y por lo tanto dificulta la obtencion de una plataforma capaz de generar la energfa necesaria para mantenerse en vuelo de forma permanente.
El documento US2015225079 presenta una aeronave de pequeno tamano pilotada de forma remota o autonoma, y con despegue y aterrizaje verticales, cuyo metodo de propulsion consiste en un ventilador y cinco respiraderos de salida, cuatro de ellos usados unicamente para capacidad de despegue y aterrizaje vertical (por sus siglas en ingles, VTOL “Vertical Take-Off and Landing”), resultando por tanto limitada su maniobrabilidad.
El documento CN106394901 se describe una UAV de tres cuerpos con ala fija, y placas fotovoltaicas sobre la superficie de esta, que dispone de un motor delante de cada cuerpo y distintos dispositivos de control y actuadores para la maniobrabilidad de la aeronave e incrementan el peso de la misma.
El documento CN106143896 presenta una UAV con paneles solares sobre su superficie, que dispone de dos alas y tiene capacidad VTOL. Las partes izquierda y derecha de las alas tienen operaciones independientes y pueden rotar tanto en la direccion horizontal como en la vertical, disponiendo de varios motores distribuidos a lo largo de su superficie. Sin embargo, disponen de mecanismos de control que aumentan el peso y una superficie de captacion limitada, de forma que no se puede conseguir un vuelo permanente.
El documento CN105923159 se describe una UAV de vigilancia que cuenta con paneles fotovoltaicos y baterfas de almacenamiento de energfa, pero cuyas placas unicamente se encuentran en las alas y no en toda la superficie de captacion posible consiguiendose una generacion de energfa ineficiente.
Se hace por tanto necesaria una solucion que simplifique al maximo las superficies de control que son necesarias para la maniobrabilidad de la aeronave con lo que se pueda reducir el peso de la aeronave y por tanto su consumo para poder mantenerse la aeronave en vuelo durante periodos prolongados de tiempo.
Objeto de la invencion
La invencion se refiere a una aeronave que tiene una configuracion simplificada de reducido peso con lo que se reduce considerablemente el consumo respecto de las aeronaves tradicionales. La invencion esta especialmente concebida para su aplicacion a aeronaves no tripuladas (UAV), si bien podrfa ser aplicable a otras aeronaves como por ejemplo de transporte de mercancfas.
La aeronave de operacion simplificada de la invencion comprende:
o un fuselaje con una parte delantera, una parte intermedia y una parte trasera, o dos superficies sustentadoras delanteras, situadas una a cada lado de la parte delantera del fuselaje,
o dos superficies sustentadoras traseras, situadas una a cada lado de la parte trasera del fuselaje, y
o al menos un motor de propulsion situado en cada superficie sustentadora.
Cada superficie sustentadora tiene una superficie aerodinamica continua que consiste en un borde de ataque, un borde de salida y unos perfiles de intrados y extrados que unen el borde de ataque con el borde de salida, es decir, las superficies sustentadoras no tienen ninguna superficie de control que permita modificar la geometrfa de las superficies sustentadoras en vuelo, como es el caso de las aeronaves tradicionales, en donde las superficies sustentadoras tienen superficies de control como alerones, flaps, o spoilers, los cuales requieren de complejos sistemas actuadores que aumentan el peso de las superficies sustentadoras, y por tanto aumentan la energfa requerida por los motores de propulsion para mantener en vuelo la aeronave.
Las superficies sustentadoras estan articuladas en giro para modificar su inclinacion con respecto al fuselaje, de forma que mediante el giro de las superficies sustentadoras se puede modificar la fuerza de sustentacion generada por las mismas permitiendo el ascenso y descenso vertical de la aeronave, lo cual hace que la aeronave sea apta para aterrizar y despegar en cualquier zona sin requerir de grandes infraestructuras para ello (pistas de despegue y aterrizaje).
Adicionalmente la aeronave comprende unos medios de control que estan configurados para accionar de modo independiente los motores de propulsion, de forma que variando la propulsion de los motores y la inclinacion de las superficies sustentadoras se pueden realizar las maniobras de profundidad, alabeo y guinada de la aeronave. De esta forma, la variacion independiente de propulsion de los motores permite la maniobrabilidad completa de la aeronave, sin la necesidad de emplear superficies de control en las superficies sustentadoras, ni tampoco un empenaje trasero en la parte posterior del fuselaje, como es el caso de las aeronaves tradicionales.
Segun un ejemplo de realizacion de la invencion la aeronave adicionalmente comprende al menos dos superficies sustentadoras intermedias situadas una a cada lado de la parte intermedia del fuselaje.
Segun una realizacion las superficies sustentadoras tienen un accionamiento comun para establecer de forma conjunta el giro de las superficies sustentadoras con respecto al fuselaje. Dicho accionamiento comprende una barra motriz con unas bielas, cada una de las cuales esta unida a una de las superficies sustentadoras. Preferentemente la barra motriz esta accionada por un motor electrico lineal.
Segun otra realizacion cada superficie sustentadora tiene un accionamiento independiente para establecer el giro de cada superficie sustentadora con respecto al fuselaje.
Se ha previsto que los motores de propulsion sean sistemas de propulsion por helice que estan dispuestos en las superficies sustentadoras de forma que la estela generada por los motores de propulsion cubre el borde de ataque de las superficies sustentadoras.
La aeronave adicionalmente comprende unos sistemas de captacion fotovoltaicos para aumentar la autonomfa de vuelo de la aeronave. Preferentemente los sistemas de captacion fotovoltaicos se situan sobre los perfiles de extrados de las superficies sustentadoras y aun mas preferentemente sobre los perfiles de extrados e intrados de las superficies sustentadoras. Adicionalmente los sistemas de captacion fotovoltaicos tambien se situan sobre la parte superior del fuselaje, y preferentemente sobre la parte superior e inferior del fuselaje de forma que se maximiza la superficie de la aeronave para la captacion de energfa solar.
Segun un ejemplo de realizacion de la invencion las superficies sustentadoras estan unidas en zonas superiores del fuselaje que tienen forma de perfil aerodinamico.
Adicionalmente la aeronave comprende unas baterfas para almacenar energfa electrica. Dichas baterfas se situan dentro del fuselaje sobre un carro de traslacion.
Descripcion de las figuras
La figura 1 muestra una vista en perspectiva de un ejemplo de realizacion de la aeronave de operacion simplificada de la invencion.
La figura 2 muestra una vista de la aeronave de la figura anterior con las superficies sustentadoras articuladas en giro.
La figura 3 muestra el accionamiento de los motores de propulsion de la aeronave para realizar la maniobra de cabeceo
La figura 4 muestra el accionamiento de los motores de propulsion de la aeronave para realizar la maniobra de alabeo.
La figura 5 muestra el accionamiento de los motores de propulsion de la aeronave para realizar la maniobra de guinada.
La figura 6 muestra una vista en perspectiva de otro ejemplo de realizacion de la aeronave de la invencion para su aplicacion como carguero.
La figura 7 muestra una vista esquematica de las baterfas para almacenamiento de energfa electrica situadas sobre el carro de traslacion.
Las figuras 8A y 8B muestran respectivamente un accionamiento comun y un accionamiento independiente de las superficies sustentadoras.
Descripcion detallada de la invencion
La invencion se refiere a una aeronave que comprende un fuselaje (1) con unas superficies sustentadoras (2, 4) dispuestas a cada lado del fuselaje (1) y unos motores de propulsion (2’, 4’) dispuestos en cada una de las superficies sustentadoras (2, 4).
El fuselaje (1) tiene una configuracion alargada de seccion preferentemente cilfndrica con una parte delantera (1.1), una parte intermedia (1.2) y una parte trasera (1.3), el fuselaje (1) tiene una reduccion de su espesor en los extremos de la parte delantera (1.1) y la parte trasera (1.3) que se corresponden con el morro y la cola de la aeronave. Asf, el fuselaje (1) tiene una configuracion similar al fuselaje de las aeronaves convencionales, pero no tiene un empenaje trasero con superficies de control situado en la parte trasera (1.3), es decir el fuselaje (1) no dispone de un timon de direccion y profundidad como es habitual en las aeronaves convencionales.
Las superficies sustentadoras (2, 4) se disponen a cada lado del fuselaje (1) en posiciones simetricas.
Las superficies sustentadoras (2, 4) tienen una superficie aerodinamica continua que consiste en un borde de ataque, un borde de salida y unos perfiles de intrados y extrados que unen el borde de ataque con el borde de salida, de manera que las superficies sustentadoras (2, 4) no disponen de ningun elemento que permita modificar su geometrfa en vuelo. Es decir, las superficies sustentadoras de la invencion, a diferencia de las aeronaves convencionales, no tienen superficies de control como alerones, flaps, spoilers, o elementos similares que permitan modificar su superficie aerodinamica, con lo que se reduce la complejidad de las superficies sustentadoras y por tanto su peso.
Las figuras 1 a 5 muestran una aeronave segun un ejemplo de realizacion no limitativo de la invencion con dos superficies sustentadoras (2) que se situan una a cada lado de la parte delantera (1.1) del fuselaje (1), dos superficies sustentadoras intermedias (3) que se situan una a cada lado de la parte intermedia (1.2) del fuselaje (1), dos superficies sustentadoras traseras (4) que se situan una cada lado de la parte trasera (1.3) del fuselaje (1) y cuatro motores de propulsion (2’,3’,4’) dispuestos en cada una de las superficies sustentadoras (2,3,4). En cualquier caso, en funcion de las dimensiones de la aeronave y de las necesidades de vuelo, se podrfan disponer bien de ninguna o bien de mas de dos superficies sustentadoras intermedias (3) entre las superficies sustentadoras delanteras (2) y traseras (4), asf como disponerse un numero diferente de motores de propulsion en cada una de las superficies sustentadoras.
Tal y como se puede observar en la figura 2, las superficies sustentadoras (2,3,4) estan articuladas en giro con respecto al fuselaje (1). En condiciones normales de vuelo las superficies sustentadoras (2,3,4) estan alineadas con el eje longitudinal (X) de la aeronave y los motores de propulsion (2’,3’,4’) estan dispuestos en las superficies sustentadoras (2,3,4) de forma que provocan el avance de la aeronave en la direccion del eje longitudinal, si bien la capacidad de giro de las superficies sustentadoras (2,3,4) permite que los motores de propulsion (2’,3’,4’) se orienten en una direccion transversal al eje longitudinal de la aeronave, de forma que se obtiene un sistema de fuerzas en el que el empuje generado por los motores de propulsion (2’,3’,4’) y la sustentacion generada por las superficies sustentadoras (2,3,4) generen una fuerzas resultantes en direccion sustancialmente vertical, opuestas al peso de la propia aeronave, permitiendo de esta forma que la aeronave pueda elevarse sin necesidad de una carrera de despegue, y del mismo modo, pueda posarse tras un descenso vertical.
Las superficies sustentadoras (2,3,4) pueden tener un accionamiento comun para establecer de forma conjunta el giro de las superficies sustentadoras (2,3,4) con respecto al fuselaje (1), o alternativamente cada superficie sustentadora (2,3,4) puede tener un accionamiento independiente para establecer el giro.
El accionamiento comun de las superficies sustentadoras (2,3,4), representado en la figura 8A, comprende una barra motriz (5) que se extiende en la direccion axial del fuselaje (1) y que tiene unas bielas (6), cada una de las cuales (6) esta unida a una de las superficies sustentadoras (2,3,4). La barra motriz (5) esta accionada por un actuador (11), preferentemente un motor electrico lineal, de manera que accionando la barra motriz (5) en la direccion axial del fuselaje (1) se accionan de forma conjunta todas las superficies sustentadoras (2,3,4).
El accionamiento independiente de cada superficie sustentadora (2,3,4), representado en la figura 8B, comprende un actuador (11) que empuja a una biela (6) que esta conectada a una respectiva superficie sustentadora (2,3,4)
Preferentemente los motores de propulsion (2’,3’,4’) son sistemas de propulsion por helice. Aun mas, preferentemente los motores de propulsion (2’,3’,4’) estan actuados por motores electricos, los cuales estan dispuestos en las superficies sustentadoras (2,3,4) de forma que la estela generada por los mismos cubre el borde de ataque de las superficies sustentadoras (2,3,4).
La disposicion de varios motores de propulsion (2’,3’,4’) distribuidos a lo largo de las superficies sustentadoras (2,3,4) permitira acelerar el flujo de aire sobre las mismas, lo que implicara unos valores de sustentacion superiores a los que generarfan las mismas superficies sustentadoras sin dicha aceleracion adicional, lo que resultara a su vez en unas dimensiones de las superficies sustentadoras inferiores y por tanto en una estructura mas reducida y tambien mas ligera.
De hecho, preferentemente con las alas situadas en posicion horizontal, la sustentacion generada por cada superficie sustentadora sera mayor conforme mas atras este ubicada la superficie sustentadora en el fuselaje de la aeronave. En una configuracion de aeronave basada en tres superficies sustentadoras (2,3,4), como la representada en las figuras 1, 3 y siguientes, la superficie sustentadora delantera (2) recibe el flujo de aire acelerado por los motores de propulsion delanteros (2’), la superficie sustentadora intermedia (3) recibe el flujo de aire acelerado que sale de la superficie delantera (2) acelerado a su vez por los motores de propulsion intermedios (3’) y, finalmente, la superficie sustentadora trasera (4) recibe el flujo de aire acelerado en las superficies sustentadoras delanteras (2) e intermedias (3), que se vera acelerado a su vez por los motores de propulsion traseros (4’). Como consecuencia de este aumento de velocidad secuencial en las distintas superficies sustentadoras, los valores de sustentacion resultan superiores en las superficies sustentadoras que reciben el flujo de aire mas acelerado. Por un lado, este fenomeno va a permitir transportar mas carga de pago por metro cuadrado de superficie de sustentacion y, por otro, va a influir en las maniobras de la aeronave.
La aeronave comprende unos medios de control que estan especialmente configurados para accionar de modo independiente los motores de propulsion (2’,3’,4’) de la aeronave. Al controlar de forma independiente el empuje de cada motor de propulsion (2’,3’,4’) se pueden realizar las maniobras de profundidad, alabeo y guinada de la aeronave sin la necesidad de tener que emplear superficies de control en las superficies sustentadoras o en la parte trasera del fuselaje, como ocurre en las aeronaves convencionales.
En la figura 2 se representan los ejes de la aeronave. El eje longitudinal (X) es el eje imaginario que se extiende desde la parte delantera (1.1) a la parte trasera (1.3) del fuselaje (1), el eje transversal (Y) es el eje imaginario que se extiende entre los extremos libres de las dos superficies sustentadoras intermedias (3), y el eje vertical (Z) es el eje imaginario que pasa por el centro de gravedad de la aeronave y que es perpendicular a los ejes longitudinal (X) y transversal (Y). Un giro alrededor del eje trasversal (Y) se denomina cabeceo, un giro alrededor del eje longitudinal (X) se denomina alabeo y un giro alrededor del eje vertical (Z) se denomina guinada.
La maniobra de cabeceo generada alrededor del eje transversal (Y) se obtiene variando la fuerza de empuje de los motores de propulsion delanteros (2’) y traseros (4’) de las superficies sustentadoras delanteras (2) y traseras (4).
En la figura 3 se ilustra la maniobra de cabeceo, los motores de propulsion intermedios (3’) generan una fuerza de empuje (F3) estandar para condiciones de vuelo normales que a su vez provoca una fuerza de sustentacion (f3) en las superficies sustentadoras intermedias (3), mientras que los motores de propulsion delanteros (2’) generan una fuerza de empuje (F2) superior a la fuerza (F4) de los motores de propulsion traseros (4’), lo cual provoca una fuerza de sustentacion (f2) en las superficies sustentadoras delanteras (2) mayor que en las superficies sustentadoras traseras (4), lo cual se traduce en una elevacion del morro de la aeronave. Alternativamente, cuando los motores de propulsion traseros (4’) generan una fuerza de empuje (F4) superior a la fuerza (F2) de los motores de propulsion delanteros (2’) se produce un descenso del morro de la aeronave.
Como se muestra en la figura 4, para conseguir la maniobra de alabeo los motores de propulsion situados en un lado del fuselaje (1) deben impulsar necesariamente mas que los motores de propulsion situados en el lado opuesto, pudiendo trabajar todos ellos o unicamente algunos de ellos de esta forma para obtener el alabeo.
Ademas de mediante esta diferencia de empuje entre motores que debe estar presente siempre, la maniobra de alabeo generada alrededor del eje longitudinal (X) requiere bien de una configuracion especffica de empuje de dichos motores de propulsion y sus sentidos de giro o, alternativamente, requiere una fuerza de componente vertical en la direccion vertical (Z) generada con la inclinacion de las superficies sustentadoras (2,3,4).
La maniobra de guinada generada alrededor del eje vertical (Z) se obtiene variando la fuerza de empuje de los motores de propulsion de cada uno de los lados del fuselaje (1).
Como se muestra en la figura 5, si el empuje de los motores situados a un lado del fuselaje es superior al empuje generado por los motores del lado opuesto, aparecera un momento resultante sobre el eje vertical (Z) que permitira la maniobra.
Como se puede deducir del funcionamiento anteriormente descrito, las maniobras de guinada y alabeo realizadas tienden a estar acopladas entre si. Estas maniobras se obtienen a traves del giro relativo de las superficies sustentadoras con respecto al fuselaje (1), o a traves de los medios de control que pueden modificar el par de propulsion de los motores o el sentido de giro de los mismos. Controlando la inclinacion de las superficies sustentadoras y la propulsion y giro de los motores con la configuracion adecuada, se podrfan conseguir resultados de guinada o alabeo puros si fuese necesario.
La aeronave adicionalmente comprende unos sistemas de captacion fotovoltaicos (7). Dichos sistemas (7) se disponen al menos sobre la parte superior o perfil extrados de las superficies sustentadoras (2,3,4), si bien tambien pueden disponerse sobre ambos perfiles de extrados e intrados de las superficies sustentadoras (2,3,4).
Adicionalmente los sistemas de captacion fotovoltaicos (7) se disponen sobre la parte superior del fuselaje (1), permitiendo maximizar de esta forma la superficie de captacion en la geometrfa de la aeronave, tal y como se presenta en las figuras 1 y 2. Tambien cabe la posibilidad de que los sistemas de captacion fotovoltaicos (7) se dispongan cubriendo la parte superior e inferior del fuselaje (1), de manera que se maximiza la superficie ocupada para la captacion de energfa.
Segun el ejemplo de realizacion de las figuras 1 a 5 las superficies sustentadoras (2,3,4) se disponen a cada lado del fuselaje (1) situadas en una posicion central del fuselaje (1).
Segun el ejemplo de realizacion de la figura 6 las superficies sustentadoras (2,3,4) se disponen a cada lado del fuselaje (1) situadas en unas zonas superiores (8) del fuselaje (1) que tienen forma de perfil aerodinamico con un borde de ataque y un borde de salida unidos entre si por un perfil extrados. Las zonas superiores (8) establecen el punto de union de las superficies sustentadoras (2,3,4) con el fuselaje (1) y permiten obtener una continuidad de la superficie aerodinamica de las superficies sustentadoras (2,3,4). Asf las zonas superiores (8) permiten generar una sustentacion adicional en el fuselaje (1), mayor a la que se obtiene con un fuselaje convencional y, al mismo tiempo, va a permitir la colocacion de una mayor cantidad de sistemas de captacion fotovoltaicos (7) al disponer de una superficie de captacion mayor.
La aeronave adicionalmente comprende unas baterfas (9) para almacenar energfa electrica. Las baterfas (9) permiten que la aeronave se mantenga en vuelo durante los periodos en los que no haya incidencia solar o cuando se requiera una potencia superior a la captada, como por ejemplo horas nocturnas o durante el despegue.
Preferentemente las baterfas (9) se situan dentro del fuselaje (1) sobre un carro de traslacion (10) que permite modificar la posicion de las baterfas (9) para situarlas de acuerdo a las condiciones operativas de la aeronave. (Ver figura 7). En el fuselaje se podra a su vez alojar parte o el total de la carga de pago y los equipos adicionales necesarios para la realizacion de tareas especfficas de la aeronave propias de la mision del vuelo.
La aeronave de la invencion, gracias a la reduccion de peso ofrecida por la eliminacion de mecanismos y sistemas actuadores para su operacion, unida a una seleccion de materiales de fabricacion de altas prestaciones y mfnimos pesos, preferentemente materiales compuestos reforzados con fibra de carbono, e integrando sistemas de captacion fotovoltaicos, permite que la aeronave pueda mantenerse en vuelo estable durante largos periodos de tiempo, siendo especialmente aplicable en aeronaves no tripuladas para tareas de vigilancia, telecomunicaciones u otras tareas que requieran de un vuelo en continuo.
Otra posible aplicacion de la aeronave es la de carguero, ver figura 6. Igualmente, la reduccion de peso conseguida gracias a la simplificacion de sistemas actuadores y a la eleccion de materiales, junto con la posibilidad de conseguir despegues y aterrizajes verticales por medio del control de la inclinacion de las superficies sustentadoras y los motores, permite reducir el consumo de la aeronave y que se pueda transportar una carga de pago mayor por unidad de superficie. Adicionalmente, permite el uso de pistas de aterrizaje y despegue mucho mas cortas de lo habitual, necesitando unicamente la distancia equivalente al doble de la longitud de la aeronave para permitir una adecuada descarga del mismo.

Claims (15)

  1. REIVINDICACIONES
    1 Aeronave de operacion simplificada, que comprende:
    o un fuselaje (1) con una parte delantera (1.1), una parte intermedia (1.2) y una parte trasera (1.3),
    o dos superficies sustentadoras delanteras (2), situadas una a cada lado de la parte delantera (1.1) del fuselaje (1),
    o dos superficies sustentadoras traseras (4), situadas una a cada lado de la parte trasera (1.3) del fuselaje (1), y
    o al menos un motor de propulsion (2’, 4’) situado en cada superficie sustentadora (2, 4),
    caracterizada por que cada superficie sustentadora (2,4) tiene una superficie aerodinamica continua con un borde de ataque, un borde de salida y unos perfiles de intrados y extrados que unen el borde de ataque con el borde de salida,
    por que las superficies sustentadoras (2, 4) estan articuladas en giro para modificar su inclinacion con respecto al fuselaje (1),
    y por que la aeronave adicionalmente comprende unos medios de control configurados para accionar de modo independiente los motores de propulsion (2’,4’), tal que variando la propulsion de los motores (2’,4’) y la inclinacion de las superficies sustentadoras (2, 4) se realizan las maniobras de profundidad, alabeo y guinada de la aeronave.
  2. 2. - Aeronave de operacion simplificada, segun la reivindicacion 1, caracterizada por que la aeronave comprende al menos dos superficies sustentadoras intermedias (3), situadas una a cada lado de la parte intermedia (1.2) del fuselaje (1).
  3. 3. - Aeronave de operacion simplificada, segun una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que cada superficie sustentadora (2, 3, 4) tiene un accionamiento independiente para establecer el giro de cada superficie sustentadora (2, 3, 4) con respecto al fuselaje (1).
  4. 4. - Aeronave de operacion simplificada, segun la reivindicacion 1 o 2, caracterizada por que las superficies sustentadoras (2, 3, 4) tienen un accionamiento comun para establecer de forma conjunta el giro de las superficies sustentadoras (2, 3, 4) con respecto al fuselaje (1).
  5. 5. - Aeronave de operacion simplificada, segun la reivindicacion anterior, caracterizada por que el accionamiento comun comprende una barra motriz (5) con unas bielas (6), cada una de las cuales (6) esta unida a una de las superficies sustentadoras (2, 3, 4).
  6. 6. - Aeronave de operacion simplificada, segun la reivindicacion anterior, caracterizada por que la barra motriz (5) esta accionada por un motor electrico lineal.
  7. 7. - Aeronave de operacion simplificada, segun una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que los motores de propulsion (2’, 3’, 4’) son sistemas de propulsion por helice que estan dispuestos en las superficies sustentadoras (2, 3, 4) de forma que la estela generada por los motores de propulsion (2’, 3’, 4’) cubre el borde de ataque de las superficies sustentadoras (2, 3, 4).
  8. 8. - Aeronave de operacion simplificada, segun una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que adicionalmente comprende unos sistemas de captacion fotovoltaicos (7).
  9. 9. - Aeronave de operacion simplificada, segun la reivindicacion anterior, caracterizada por que los sistemas de captacion fotovoltaicos (7) se situan sobre los perfiles de extrados de las superficies sustentadoras (2, 3, 4).
  10. 10. - Aeronave de operacion simplificada, segun la reivindicacion anterior, caracterizada por que los sistemas de captacion fotovoltaicos (7) se situan sobre los perfiles de intrados de las superficies sustentadoras (2, 3, 4).
  11. 11. - Aeronave de operacion simplificada, segun la reivindicacion anterior, caracterizada por que los sistemas de captacion fotovoltaicos (7) se situan sobre la parte superior del fuselaje (1).
  12. 12. - Aeronave de operacion simplificada, segun la reivindicacion anterior, caracterizada por que los sistemas de captacion fotovoltaicos (7) se situan sobre la parte inferior del fuselaje (1).
  13. 13. - Aeronave de operacion simplificada, segun una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que las superficies sustentadoras (2, 3, 4) estan unidas en zonas superiores (8) del fuselaje (1) que tienen forma de perfil aerodinamico.
  14. 14. - Aeronave de operacion simplificada, segun una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que la aeronave adicionalmente comprende unas baterfas (9) para almacenar energfa electrica.
  15. 15. - Aeronave de operacion simplificada, segun la reivindicacion anterior, caracterizada por que las baterfas (9) se situan dentro del fuselaje (1) sobre un carro de traslacion (10).
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