ES2830476T3 - Aeronave de alas fijas y método para operar una aeronave de alas fijas - Google Patents

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Abstract

Una aeronave de alas fijas (10; 110; 210), donde la aeronave de alas fijas (10; 110; 210) es una aeronave de despegue vertical, que comprende: un elemento de carga (12; 112; 212), que está acoplado a un fuselaje (11; 111; 211) de la aeronave de alas fijas (10; 110; 210); un dispositivo actuador (20; 120), por medio del cual se puede modificar una posición (71, 72) del elemento de carga (12; 112; 212) en relación con el fuselaje (11; 111; 211) durante un vuelo de la aeronave de alas fijas (10; 110; 210) para desplazar un centro de gravedad de la aeronave de alas fijas (10; 110; 210) por medio del elemento de carga (12; 112; 212); y un dispositivo de control (140), que controla el dispositivo actuador (120) de modo que el elemento de carga (112; 212) se disponga en una primera posición (71) durante una operación de despegue vertical y/o durante una operación de aterrizaje vertical de la aeronave de alas fijas (110; 210) y en al menos una segunda posición (71) durante un vuelo horizontal de la aeronave de alas fijas (110; 210), donde la primera posición (71) está situada en la cola de la aeronave de alas fijas (110; 210), caracterizada por que el dispositivo de control (140) controla el dispositivo actuador (120) de modo que el elemento de carga (112; 212) se mueva desde la primera posición (71) hasta la segunda posición (72), lo que facilita de ese modo la transición de la aeronave de alas fijas (10; 110; 210) de la operación de despegue vertical al vuelo horizontal.

Description

DESCRIPCIÓN
Aeronave de alas fijas y método para operar una aeronave de alas fijas
CAMPO TÉCNICO
La invención hace referencia a una aeronave de alas fijas, en particular a una aeronave de alas fijas y despegue vertical, que se denomina como “aeronave de despegue vertical”, y a un método para operar dicha aeronave. Un despegue y aterrizaje verticales describen la capacidad de una aeronave, dron o incluso un cohete para despegar y aterrizar verticalmente sin una pista de despegue o pista de aterrizaje. También se utilizar de manera habitual el acrónimo VTOL que significa despegue y aterrizaje verticales. So sobreentiende que las aeronaves de alas fijas son aeronaves con perfiles aerodinámicos.
ANTECEDENTES TÉCNICOS
Las aeronaves se utilizan cada vez más para transportar artículos, incluso a pequeña escala. Las aeronaves que pueden despegar y aterrizar verticalmente, las denominadas aeronaves de despegue vertical, y en particular aerodino, por ejemplo, los helicópteros o multicópteros, son ventajosas en dichos casos. No obstante, también se conocen aeronaves de alas fijas con una capacidad de despegue vertical. Las aeronaves de alas fijas tienen diversas ventajas frente a los aerodinos, tal como, velocidades máximas más elevadas, por ejemplo, aunque la transición entre el despegue vertical o el aterrizaje vertical y el vuelo normal es comparativamente más compleja, en términos técnicos.
El documento DE 102014000509 A1 describe una aeronave de alas fijas con una ayuda al despegue y aterrizaje vertical.
El documento WO 2015/022711 A1 expone un aeroplano convertible que tiene la capacidad de despegar como un helicóptero y a continuación volar horizontalmente como una aeronave convencional. Para este fin, el aeroplano convertible comprende en particular dos hélices canalizadas montadas de manera pivotante que rotan al contrario, que se configuran de modo que roten desde una orientación vertical hasta una orientación horizontal. El aeroplano convertible comprende además un sistema de equilibrado estático para controlar el centro de gravedad de la aeronave, que consiste en un peso colocado en la parte inferior del fuselaje, autopropulsado en el soporte de carril longitudinalmente al fuselaje.
El documento WO 2008/007147 A1 expone una aeronave que comprende un ala rígida, una estructura, un medio de generación de empuje y un péndulo fijado a dicha estructura en su extremo pivotante, donde el péndulo se dispone de modo que cambie el centro de gravedad de dicha aeronave entre al menos una primera y segunda posición con relación a una línea central longitudinal de la aeronave, y donde en la primera posición el centro de gravedad de dicha aeronave está relativamente hacia delante para proporcionar un modo de vuelo relativamente rápido, y en la segunda posición el centro de gravedad está situado relativamente centrado para proporcionar un modo de vuelo relativamente lento.
El documento US 2011/0084162 expone un sistema de gestión de análisis del cargamento para un vehículo aéreo no tripulado (UAV). Una cápsula de carga del UAV tiene una carcasa exterior aerodinámica y uno o más sistemas internos de accionamiento para modificar una posición relativa de una o más provisiones de carga contenidas dentro de la cápsula de carga. La lógica de control se configura de modo que, después de la entrega de una parte parcial de la provisiones de carga contenidas dentro de la cápsula de carga, modifique una posición de al menos una parte de las provisiones de carga restantes para mantener sustancialmente el mismo centro de gravedad del UAV con relación a un centro de gravedad antes de la entrega de la parte parcial.
COMPENDIO DE LA INVENCIÓN
En función de la técnica anterior, uno de los objetos de la presente invención es proporcionar una aeronave de alas fijas que tenga unas características de vuelo mejoradas.
Un primer aspecto de la presente invención proporciona una aeronave de alas fijas y despegue vertical de acuerdo con la reivindicación independiente 1 adjunta, que comprende un elemento de carga, que está acoplado a un fuselaje de la aeronave de alas fijas; un dispositivo actuador, por medio del cual se puede modificar una posición del elemento de carga en relación al fuselaje durante un vuelo de la aeronave de alas fijas, para desplazar un centro de gravedad de la aeronave de alas fijas por medio del elemento de carga; y un dispositivo de control, que controla el dispositivo actuador de modo que el elemento de carga se disponga en una primera posición durante una operación de despegue vertical y/o durante una operación de aterrizaje vertical de la aeronave de alas fijas, y en al menos una segunda posición durante un vuelo horizontal de la aeronave de alas fijas, donde la primera posición está situada en la cola de la aeronave de alas fijas, donde el dispositivo de control controla el dispositivo actuador de modo que el elemento de carga se mueva desde la primera posición hasta la segunda posición, lo que facilita de ese modo la transición de la aeronave de alas fijas desde la operación de despegue vertical hasta el vuelo horizontal.
Por tanto, las características de vuelo de la aeronave de alas fijas se pueden adaptar a las respectivas situaciones de vuelo durante el vuelo.
Un segundo aspecto de la invención proporciona un método para operar una aeronave de alas fijas y despegue vertical de acuerdo con la reivindicación independiente 10 adjunta, que comprende: cambiar una posición de un elemento de carga en un fuselaje de la aeronave de alas fijas para desplazar un centro de gravedad de la aeronave de alas fijas, donde el elemento de carga se dispone en una primera posición durante una operación de despegue vertical y/o durante una operación de aterrizaje vertical de la aeronave de alas fijas, y se dispone en al menos una segunda posición durante un vuelo horizontal de la aeronave de alas fijas, donde la primera posición está situada en la cola de la aeronave de alas fijas, donde el elemento de carga se mueve desde la primera posición hasta la segunda posición lo que facilita de ese modo la transición de la aeronave de alas fijas desde la operación de despegue vertical hasta el vuelo horizontal. En las reivindicaciones dependientes adicionales y en la descripción se describen realizaciones y mejoras ventajosas haciendo referencia a los dibujos. De acuerdo con la invención, la aeronave de alas fijas es una aeronave de despegue vertical. Por tanto, la aeronave de alas fijas se puede utilizar de una manera particularmente flexible y con menos restricciones con respecto a la selección de lugares de despegue y aterrizaje adecuados.
De acuerdo con la invención, la aeronave de alas fijas comprende un dispositivo de control, que controla el dispositivo actuador de tal manera que el elemento de carga se disponga en una primera posición durante una operación de despegue vertical, es decir, durante el despegue vertical, y/o durante una operación de aterrizaje vertical, es decir, durante el aterrizaje vertical, y que se dispone en al menos una segunda posición durante el vuelo horizontal.
Por tanto, es posible considerar las distintas fuerzas y momentos que se aplican a una aeronave de alas fijas y despegue vertical durante el despegue y el aterrizaje, por una parte, y durante el vuelo horizontal, por otra. En particular, la primera posición se puede definir como una posición óptima del centro de gravedad de la aeronave de alas fijas para el despegue y/o el aterrizaje, y la segunda posición se puede definir como una posición óptima durante el vuelo horizontal.
Vuelo horizontal se entiende que significa un estado de vuelo en el que la aeronave de alas fijas se mueve de una manera sustancial o exactamente horizontal, como resultado de la sustentación dinámica generada en sus alas fijas por el empuje. Los aerodinos tales como los helicópteros o los multicópteros no tienen en general el movimiento de vuelo horizontal ya que generan su sustentación y propulsión mediante uno o más rotores accionados (casi) horizontalmente.
De acuerdo con la invención, la aeronave de alas fijas se diseña de modo que la primera posición se disponga en la cola de la aeronave de alas fijas. De esta manera, si la aeronave de alas fijas se diseña como una aeronave de despegue vertical, la aeronave de alas fijas puede despegar (y aterrizar) con la cola hacia abajo, lo que minimiza tanto como se pueda un posible momento aplicado por el peso del elemento de carga sobre la aeronave de alas fijas.
De acuerdo con la invención, el dispositivo de control controla el dispositivo actuador de modo que el elemento de carga se mueva desde la primera posición hasta la segunda posición, lo que facilita de ese modo la transición de la aeronave de alas fijas desde la operación de despegue vertical hasta el vuelo horizontal. De esta manera, la orientación de la aeronave de alas fijas se puede cambiar de manera simple y eficaz mediante el desplazamiento del centro de gravedad de la aeronave de alas fijas.
De acuerdo con una mejora ventajosa, el dispositivo de control se diseña para ajustar, adaptar y/o regular la segunda posición en función de un parámetro de vuelo y/o el estado de la aeronave actualizados de la aeronave de alas fijas. En particular, un parámetro de vuelo se sobreentiende que significa una velocidad y/u orientación de la aeronave de alas fijas. Por tanto, esto hace posible tener, por ejemplo, un vuelo particularmente estable. Un estado de la aeronave se sobreentiende que significa, por ejemplo, un estado en el que la aeronave de alas fijas aterriza en una posición vertical, un estado en el que la aeronave de alas fijas está lista para el despegue vertical o un estado en el que no operan uno o más sistemas de la aeronave de alas fijas.
De manera adicional o como alternativa, la segunda posición también se puede ajustar en función del peso del elemento de carga, especialmente si el elemento de carga tiene un peso variable durante el vuelo. Esto puede ser el caso, por ejemplo, si el elemento de carga contiene queroseno para repostar otra aeronave durante el vuelo y pierde peso durante el proceso de repostaje.
De acuerdo con otra mejora ventajosa, el elemento de carga se dispone en el exterior del fuselaje de la aeronave de alas fijas. De esta manera, el elemento de carga se puede diseñar para que tenga mayores dimensiones que el fuselaje de la aeronave. Además, el centro de gravedad de la aeronave de alas fijas también se puede situar fuera del fuselaje de la aeronave de alas fijas por medio de un elemento de carga que tenga un peso correspondiente. Además, el elemento de carga puede tener por tanto un acceso más sencillo con una finalidad de carga y descarga. De acuerdo con otra mejora ventajosa, el elemento de carga está acoplado a un elemento de acoplamiento del dispositivo actuador por medio de una unión rotativa. El elemento de carga puede estar acoplado al elemento de acoplamiento por medio de la unión rotativa, de modo que determine una orientación del elemento de carga en relación con el fuselaje de la aeronave de alas fijas mediante el centro de gravedad, y en particular, exclusivamente mediante el centro de gravedad. Por tanto, el elemento de carga siempre se puede alinear de acuerdo con la gravedad aplicada al elemento de carga, con el resultado de que no está sometido a ningún momento, o al menos a ningún momento significativo, en el punto en el que el elemento de carga está acoplado al elemento de acoplamiento.
De acuerdo con otra mejora ventajosa, el dispositivo actuador comprende un eje sin fin que comprende una rosca exterior, que también se puede denominar un sin fin para abreviar. El elemento de acoplamiento se puede diseñar con una rosca interior, que se coloca en la rosca exterior del eje sin fin, y que se puede impedir que rote en torno al eje sin fin mediante un elemento guía del dispositivo actuador. Por tanto, al rotar el eje sin fin, el elemento de acoplamiento al que está acoplado el elemento de carga se puede mover a lo largo del eje sin fin y a lo largo del elemento guía, para desplazar el centro de gravedad del elemento de carga, y por tanto, el de la aeronave de alas fijas. Los elementos de acoplamiento con elementos de carga particularmente pesados se pueden mover ventajosamente de forma continua de estar manera.
De acuerdo con otra mejora ventajosa, la aeronave de alas fijas comprende unas patas de soporte que se diseñan o equipan de modo que la aeronave de alas fijas se pueda colocar verticalmente en una superficie del suelo sobre las patas de soporte. En particular, las patas de soporte se pueden diseñar de modo que el elemento de carga no toque, o apenas toque, la superficie del suelo en la primera posición. La aeronave de alas fijas se puede diseñar de modo que el elemento de carga se disponga en su totalidad o en parte por debajo del fuselaje de la aeronave de alas fijas en la primera posición, cuando la aeronave de alas fijas está en la superficie del suelo. Por tanto, esto garantiza de que la aeronave de alas fijas tiene un centro de gravedad particularmente bajo, lo que significa que la aeronave de alas fijas puede estar de pie en la superficie del suelo de una manera particularmente estable.
De acuerdo con otra mejora ventajosa, las patas de soporte se disponen en los perfiles aerodinámicos de la aeronave de alas fijas. Por tanto, la aeronave de alas fijas puede estar de pie de una manera particularmente estable cuando ha aterrizado.
De acuerdo con otra mejora ventajosa, el elemento de carga se dispone en el interior del fuselaje. Por tanto, el centro de gravedad de la aeronave de alas fijas se puede situar y mantener en el interior del fuselaje de la aeronave de alas fijas. Además, el elemento de carga está por tanto particularmente bien protegido de las influencias externas y afecta a las características de vuelo de la aeronave de alas fijas en menor medida.
El método de acuerdo con el segundo aspecto de la presente invención se puede modificar ventajosamente de acuerdo con una, algunas o todas las mejoras descritas de la aeronave de alas fijas de acuerdo con el primer aspecto.
Las realizaciones y mejoras anteriores se pueden combinar en cualquier combinación que se pueda concebir siempre que se encuentre dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas. Las posibles realizaciones, mejoras y utilizaciones adicionales de la invención también incluyen combinaciones de características de la invención descritas anteriormente o a continuación con respecto a las realizaciones, incluso si estas no se especifican de manera explícita, en tanto que estas se encuentren dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas. En particular, los expertos en la técnica también añadirán aspectos individuales tales como mejoras o adiciones a la forma básica correspondiente de la presente invención.
DESCRIPCIÓN BREVE DE LOS DIBUJOS
La presente invención se explica a continuación con mayor detalle con la ayuda de las realizaciones especificadas en las figuras esquemáticas, en las que:
la figura 1 es un diagrama de bloques esquemático de una aeronave de alas fijas de acuerdo con una realización de la invención;
la figura 2 es una primera vista lateral esquemática de una aeronave de alas fijas de acuerdo con otra realización de la presente invención;
la figura 3 es una segunda vista lateral esquemática de la aeronave de alas fijas de acuerdo con la figura 2;
la figura 4 es un gráfico esquemático para explicar un modo de operación de la aeronave de alas fijas de la figura 2 y la figura 3;
la figura 5 es una vista esquemática de un detalle de una sección longitudinal a través de una aeronave de alas fijas de acuerdo con otra realización de la presente invención;
la figura 6 es una vista esquemática de un detalle de una sección transversal a través de la aeronave de alas fijas de acuerdo con la figura 6; y
la figura 7 es un diagrama de flujo esquemático para explicar un método de acuerdo con otra realización de la presente invención.
Los dibujos anexos deberían transmitir conocimiento adicional de las realizaciones de la invención. Estos ilustran realizaciones de la invención y aclaran principios y conceptos subyacentes de la invención junto con la descripción. Haciendo referencia a los dibujos son evidentes otras realizaciones y muchas de las ventajas descritas. Los elementos de los dibujos no se ilustran necesariamente de modo que estén a una escala real uno con respecto a otro.
En las figuras de los dibujos, los elementos, las características y los componentes similares, funcionalmente similares y de idéntico accionamiento se proporcionan con los mismos números de referencia en cada caso a menos que se especifique lo contrario.
DESCRIPCIÓN DE LAS REALIZACIONES
La figura 1 muestra un diagrama de bloques esquemático de una aeronave de alas fijas 10 de acuerdo con una realización de la invención.
La aeronave de alas fijas 10 comprende un fuselaje 11 al que está acoplado un elemento de carga 12. el elemento de carga 12 puede ser, por ejemplo, un contenedor, un depósito o similar. El elemento de carga 12 se muestra de manera esquemática en la figura 1 como que se dispone en el exterior del fuselaje 11; no obstante, el elemento de carga también se puede disponer en su totalidad, o únicamente en parte, en el interior del fuselaje 11.
La aeronave de alas fijas 10 también comprende un dispositivo actuador 20, por medio del cual se puede modificar una posición 71, 72 del elemento de carga 12 con relación al fuselaje 11, en particular durante un vuelo de la aeronave de alas fijas 10, de modo que desplace un centro de gravedad de la aeronave de alas fijas 10 por medio del elemento de carga 12, o para ser más específico por medio de una masa del elemento de carga 12. Una posición de un punto o elemento en el que, o por medio del cual, el elemento de carga 12 está acoplado al fuselaje 11 se puede desplazar preferentemente con el fin de desplazar el elemento de carga 12 y por tanto su masa.
La figura 2 muestra una primera vista lateral esquemática de una aeronave de alas fijas 110 de acuerdo con otra realización de la presente invención. En la figura 2, la aeronave de alas fijas 110 se muestra de pie en una superficie del suelo 1, a modo de ejemplo, para ilustrar de manera clara la posición estable de la aeronave de alas fijas 110. La figura 3 muestra la misma aeronave de alas fijas 110 en una vista lateral, la vista que se observa de acuerdo con la figura 2 mediante un objeto de visualización en la figura 3 desde la derecha.
La aeronave de alas fijas 110 comprende un fuselaje 111 en el cual se disponen a ambos lados unos perfiles aerodinámicos 132. Un rotor principal 108 en la nariz del fuselaje 111 y un rotor secundario 109 en cada uno de los perfiles aerodinámicos 132 proporcionan el empuje a la aeronave de alas fijas 110. Es evidente que se pueden disponer otros medios para proporcionar el empuje en lugar de los rotores 108, 109.
Se disponen dos patas de soporte 130 en cada extremo de los perfiles aerodinámicos 132, estando dispuestas dichas patas de soporte formando un ángulo agudo, es decir, en forma de V, una con respecto a otra, y permitiendo por tanto que la aeronave de alas fijas 110 esté de pie en una posición particularmente estable en la superficie del suelo 1, por ejemplo, en una pista de despegue o pista de aterrizaje, un helipuerto o similar.
Se utiliza ventajosamente una aleta pequeña 134 para estabilizar adicionalmente la aeronave de alas fijas 110 y las patas de soporte 130, en cada uno de los vértices en los que se encuentran las dos patas de soporte 130 a cada lado de la aeronave de alas fijas 110.
También se pueden proporcionar otras formas de las patas de soporte y/o diferentes cantidades de patas de soporte en la aeronave de alas fijas 110, en lugar de las patas de soporte 130 mostradas. Las patas de soporte 130 también se pueden fijar en ubicaciones diferentes al extremo de los perfiles aerodinámicos 132, por ejemplo, en otras ubicaciones en los perfiles aerodinámicos 132 o en el fuselaje 111 de la aeronave de alas fijas 110.
Se forma un eje sin fin 126 con una rosca exterior a lo largo de un eje geométrico longitudinal 100 de la aeronave de alas fijas 110, en un lado inferior de la aeronave de alas fijas 110, es decir, en un lado que está dirigido directamente hacia abajo, hacia la superficie de la tierra, durante un vuelo horizontal. Se conecta un elemento de acoplamiento 124 con una rosca interior al eje sin fin 126, de modo que la rosca interior del elemento de acoplamiento 124 quede engranada en la rosca exterior del eje sin fin 126. Se diseña o equipa un motor 128, por ejemplo, un motor eléctrico, para hacer rotar el eje sin fin 126.
Se puede proporcionar un elemento guía (no se muestra) para impedir que el elemento de acoplamiento 124 rote en torno al eje sin fin 126 de rotación. Por tanto, el elemento de acoplamiento 124 se puede mover a lo largo del eje sin fin 26 mediante la rotación del eje sin fin 126. El motor 128, el eje sin fin 126, el elemento de acoplamiento 124 y el elemento guía se puede considerar como partes de un dispositivo actuador 120 para la aeronave de alas fijas 110.
Un elemento de carga 12 se puede acoplar o está acoplado al elemento de acoplamiento 124. Tal como se muestra en la figura 2 y la figura 3, esto se puede lograr por medio de una unión rotativa 113. En un caso simple, la unión 113 puede consistir en un anillo montado con el pivotamiento permitido en el que se puede enganchar el elemento de carga 112 por medio, por ejemplo, de un cable de acero. El elemento de acoplamiento 124 también puede comprender simplemente un anillo a través del cual se puede tirar del cable de acero del elemento de carga 112. Por tanto, se puede desplazar un punto de suspensión (o un punto de acoplamiento) del elemento de carga 112 en el fuselaje de la aeronave de alas fijas 110 por medio del dispositivo actuador 120, mediante el desplazamiento del elemento de acoplamiento 124 a lo largo del eje sin fin 126, especialmente desde una primera posición 71 en la cola del fuselaje 111 hasta una segunda posición 72, que se puede disponer, por ejemplo, en una región que cubre entre un veinte y un ochenta por ciento de la longitud del fuselaje 111, preferentemente entre un treinta y un setenta por ciento de la longitud del fuselaje 111.
El dispositivo actuador 120 se puede controlar mediante un dispositivo de control 140 de la aeronave de alas fijas 110 para ajustar, adaptar y/o regular la posición 71, 72 del elemento de acoplamiento 124 a un parámetro de vuelo y/o estado de la aeronave actualizados. También se explican con detalle a continuación realizaciones ventajosas del dispositivo de control 140 sobre la base de la figura 4. El dispositivo de control 140 se muestra en la figura 2 como que se dispone, a modo de ejemplo, en la nariz de la aeronave de alas fijas 110. El dispositivo de control 140 puede comprender en particular una memoria y un procesador, que ejecuta el software almacenado en la memoria. Si el dispositivo de control 140 se diseña de una manera especial, esto se sobreentiende que implica que el software en el dispositivo de control 140 se diseña en consecuencia.
El parámetro de vuelo actualizado y/o el estado de la aeronave actualizado se pueden registrar mediante sensores dispuestos en la aeronave de alas fijas 110. Como alternativa o de manera adicional, el hecho de registrar el parámetro de vuelo actualizado y/o el estado de la aeronave actualizado puede incluir recibir datos por medio de una interfaz de radio en la aeronave de alas fijas 110, indicando los datos recibidos un parámetro de vuelo actualizado y/o un estado de la aeronave actualizado de la aeronave de alas fijas 110.
La aeronave de alas fijas 110 puede ser una aeronave de alas fijas tripulada o no tripulada, preferentemente no tripulada, por ejemplo, lo que se denomina un dron. La aeronave de alas fijas 110 se puede diseñar en este caso de modo que se controle de manera remota y/o diseñar de modo que se pueda dirigir de manera automática o independiente.
Preferentemente, el elemento de carga 112 se puede acoplar o está acoplado, por ejemplo, por medio de la unión 113 descrita, indirectamente por medio del elemento de acoplamiento 124 al fuselaje 111 de la aeronave de alas fijas 110, de modo que se determine una orientación del elemento de carga 112 por gravedad, en particular únicamente por gravedad. Tal como se muestra en la figura 2, el elemento de carga 112 cuelga verticalmente hacia abajo, por ejemplo, si la aeronave de alas fijas 110 descansa en la superficie del suelo 1 y el elemento de acoplamiento 124 está situado en la primera posición 71.
Las patas de soporte 130 se pueden diseñar de modo que el elemento de carga 112 cuelgue libre en este estado, es decir, que no toque la superficie del suelo 1, o apenas toque la superficie del suelo, pero no descanse en la superficie del suelo 1. Por tanto, el peso o masa del elemento de carga 112 ayuda a situar el centro de gravedad de la aeronave de alas fijas 110, de modo que esté tan bajo como sea posible y esté entre las patas de soporte 130, con el resultado de que la aeronave de alas fijas 110 permanece de pie en una posición particularmente estable. La figura 4 muestra un gráfico esquemático que explica un modo de operación de la aeronave de alas fijas 110 de la figura 2 y la figura 3, en particular para explicar un posible diseño del dispositivo de control 140 para la aeronave de alas fijas 110.
Las figuras 4 a) a g) muestran unas representaciones esquemáticas consecutivas de cómo la aeronave de alas fijas 110 despega verticalmente, pasa a un modo de vuelo horizontal, de ahí pasa a un modo de vuelo de aterrizaje vertical y a continuación aterriza verticalmente. Para mayor claridad, la aeronave de alas fijas 110 se muestra únicamente como una forma aproximada en la figura 4, y en particular sin las patas de soporte 130.
Durante el despegue vertical, es decir, durante una operación de despegue vertical, tal como se ilustra en la figura 4a), el elemento de carga 112 está situado ventajosamente en la primera posición 71, es decir, en la cola de la aeronave de alas fijas 110, y por tanto, en el punto más bajo posible y en el punto más alejado del rotor principal 108.
A continuación, la aeronave de alas fijas 110 permanece en un vuelo vertical durante un período de tiempo, tal como se indica en la figura 4b), estando dispuesto aún el elemento de carga 112 en la primera posición 71.
Después de alcanzar una altura deseada, p. ej., sobre la base de un plan de vuelo almacenado en el dispositivo de control 140, el dispositivo de control 140 controla el dispositivo actuador 120 para mover gradualmente el elemento de acoplamiento 124 a una segunda posición 72 que es favorable para un vuelo horizontal.
Para este fin, tal como se muestra en la figura 4c), el dispositivo de control 140 controla el dispositivo actuador 120, es decir, en particular el motor 128, para la transición entre el vuelo vertical y horizontal con el fin de mover el elemento de acoplamiento 124 hasta al menos una tercera posición 73, que se dispone entre la primera posición 71 y la segunda posición 72. El elemento de acoplamiento 124 puede permanecer en la o las terceras posiciones 73 de manera temporal, o puede pasar a través de todas las posiciones entre la primera posición 71 y la segunda posición 72 sin detenerse. El elemento de acoplamiento 124 se puede mover a lo largo del eje sin fin 126 a una velocidad constante o a una velocidad variable. En particular, el movimiento del elemento de acoplamiento 124 se puede adaptar a un parámetro de vuelo actualizado y/o un estado de vuelo actualizado de la aeronave de alas fijas 110 por medio del dispositivo de control 140.
Como resultado del cambio del centro de gravedad de la aeronave de alas fijas 110 debido al cambio de posición del elemento de carga 112, la aeronave de alas fijas 110 se inclina ventajosamente desde la posición de vuelo vertical hasta la posición de vuelo horizontal.
La segunda posición 72 en la que están situados el elemento de acoplamiento 124 y el elemento de carga 112 durante un vuelo horizontal de la aeronave de alas fijas 110 se adapta ventajosamente a una disposición ideal del centro de gravedad de la aeronave de alas fijas 110 durante el vuelo horizontal, tal como se muestra en la figura 4d). Con el fin de cambiar de vuelo horizontal a una posición de aterrizaje vertical, es decir, comenzar la operación de aterrizaje vertical, el dispositivo de control 140 controla el dispositivo actuador 120 para mover el elemento de acoplamiento 124 de vuelta a la primera posición 71. Esto se puede llevar a cabo en una secuencia exactamente opuesta a la descrita con relación a la transición de despegue vertical a vuelo horizontal. En particular, tal como se muestra en la figura 4e), el elemento de acoplamiento 124 puede permanecer en al menos una tercera posición 73, o puede pasar a través de todas las posición entre la primera posición 71 y la segunda posición 72 sin detenerse. Tal como se muestra en la figura 4f), durante el aterrizaje vertical el elemento de acoplamiento 124 está de nuevo en la primera posición 71 y el elemento de carga 112 cuelga verticalmente hacia abajo debido a la gravedad. Esta posición también se mantiene cuando la aeronave de alas fijas 110 ha alcanzado el suelo, tal como se muestra en la figura 4g).
La figura 5 es una vista esquemática de un detalle de una sección longitudinal a través de una aeronave de alas fijas 210, de acuerdo con otra realización de la presente invención. La aeronave de alas fijas 210 es una variación de la aeronave de alas fijas 10 o de la aeronave de alas fijas 110, y se puede adaptar de acuerdo con todas las modificaciones y mejoras descritas en relación con estas aeronaves de alas fijas y viceversa.
En particular, la aeronave de alas fijas 210 difiere de la aeronave de alas fijas 110 en que se proporciona un elemento de carga 212 (en lugar del elemento de carga 112 en la aeronave de alas fijas 110) en la aeronave de alas fijas 210, donde el elemento de carga se dispone en el interior de un fuselaje 211 de la aeronave de alas fijas 210 (en lugar del fuselaje 111 de la aeronave de alas fijas 110). Tal como se muestra en la figura 5, el elemento de carga 212 se puede disponer, por ejemplo, en un tercio inferior del fuselaje 211, por ejemplo, separado por una cubierta del resto del espacio interior 213 del fuselaje 211.
Una posición correspondiente del elemento de carga 212 se puede mover a lo largo del fuselaje 211 por medio de un dispositivo actuador (no se muestra) de la aeronave de alas fijas 210, donde un dispositivo de control (de manera similar no se muestra) de la aeronave de alas fijas 210 puede controlar el dispositivo actuador. Por ejemplo, el dispositivo de control de la aeronave de alas fijas 210 puede controlar el dispositivo actuador de la aeronave de alas fijas 210, tal como se menciona anteriormente con relación al dispositivo de control 140 y el dispositivo actuador 120 de la aeronave de alas fijas 110 y tal como se muestra en la figura 4.
En particular, el elemento de carga 212 se puede desplazar en el interior del fuselaje 211 y a lo largo del fuselaje 211 entre diferentes posiciones, preferentemente cuando se cambia de una operación de despegue vertical a una posición de vuelo horizontal o desde una posición de vuelo horizontal a una posición de aterrizaje vertical, es decir, una operación de aterrizaje vertical, de la aeronave de alas fijas 210. El elemento de carga 212 puede comprender de por sí una rosca interior con la que se coloca en un eje sin fin de la aeronave de alas fijas 210, para mover el elemento de carga 212 a lo largo del fuselaje 211, o está conectado o acoplado a un elemento de acoplamiento que a su vez está situado en el eje sin fin por medio de una rosca interior. Se puede proporcionar una guía para impedir que el elemento de carga 212 rote en torno al eje sin fin, por ejemplo, mediante unos carriles guía, y/o mediante la colocación de manera óptima del elemento de carga 212 en una subárea separada del espacio interior 213 del fuselaje 211 con relación a su sección transversal, tal como se muestra en la figura 6.
La figura 6 es una vista esquemática de un detalle de la sección transversal de la aeronave de ala fija de acuerdo con la figura 6, de manera específica a lo largo del plano de sección A-A en la figura 5. El elemento de carga 212, que se puede diseñar, por ejemplo, como un depósito o simplemente como un lastre, puede tener, tal como se muestra en la figura 6, una sección transversal que está compuesta por un arco con una cuerda. El elemento de carga 212 se dispone preferentemente en el extremo inferior del fuselaje 211, es decir, en la parte inferior durante el vuelo horizontal de la aeronave de alas fijas 210.
La figura 7 muestra un diagrama de flujo esquemático con el fin de explicar un método para operar una aeronave de alas fijas de acuerdo con otra realización de la presente invención.
El método de acuerdo con la figura 7 se puede utilizar para operar la aeronave de alas fijas 10; 110; 210 de acuerdo con la invención y se puede adaptar de acuerdo con todas las modificaciones y mejoras descritas en relación con la aeronave de alas fijas de acuerdo con la invención, en particular la aeronave de alas fijas 10; 110; 210, y viceversa. En un paso S01, se cambia una posición 71, 72 de un elemento de carga 12; 112; 212 en un fuselaje 11; 111; 211 de la aeronave de alas fijas 10, 110; 210 para desplazar un centro de gravedad de la aeronave de alas fijas 10; 110; 210, por ejemplo, tal como se describe con relación a las aeronaves de alas fijas 10; 110; 210, y en particular con relación al dispositivo de control 140 y el dispositivo actuador 120 de la aeronave de alas fijas 110.
En particular, la aeronave de alas fijas 110; 210 a operar se puede diseñar como una aeronave de despegue vertical, y el elemento de carga 112; 212 se puede disponer en una primera posición 71 durante una operación de despegue vertical y/o durante una operación de aterrizaje vertical, y dicho elemento de carga se puede disponer en al menos una segunda posición 72 durante el vuelo horizontal, de manera similar a la descripción anterior, en particular con relación a la figura 4.
En particular, la posición 71, 72, 73 del elemento de carga 112; 212 puede variar para pasar de, o durante una transición de, una posición de despegue vertical a vuelo horizontal y/o pasar de, o durante una transición de, vuelo horizontal a una posición de aterrizaje vertical.
De manera opcional, el método puede incluir registrar S02 al menos un parámetro de vuelo actualizado y/o al menos un estado de la aeronave actualizado. En este caso, la segunda posición 72 se puede ajustar, adaptar y/o regular en función de un parámetro de vuelo actualizado registrado y/o de un estado de la aeronave actualizado registrado de la aeronave de alas fijas 110; 210, por ejemplo, para estabilizar la aeronave de alas fijas 110; 210.
El parámetro de vuelo actualizado y/o el estado de la aeronave actualizado se pueden registrar S02 mediante sensores dispuestos en la aeronave de alas fijas 110; 210. Como alternativa o de manera adicional, el hecho de registrar S02 el parámetro de vuelo actualizado y/o el estado de la aeronave actualizado puede incluir recibir datos por medio de una interfaz de radio en la aeronave de alas fijas 110; 210, indicando los datos recibidos un parámetro de vuelo actualizado y/o un estado de la aeronave actualizado de la aeronave de alas fijas 110.
En la descripción detallada anterior se resumen diversas características para mejorar la exactitud de la descripción en uno o más ejemplos. No obstante, se debe dejar muy claro que la descripción anterior se ofrece simplemente a modo de ejemplo y en absoluto es restrictiva. Sirve para cubrir todas las alternativas, modificaciones y equivalentes de las diversas características y realizaciones, en tanto que estas se encuentren dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas. Para alguien experto en la técnica serán evidentes de manera inmediata y directa muchos otros ejemplos sobre la base del conocimiento técnico de dicha persona en consideración con la descripción anterior.
Las realizaciones se han seleccionado y descrito para explicar los principios que subyacen tras la invención y sus posibles aplicaciones prácticas de manera tan exhaustiva como ha sido posible. Como resultado, los expertos en la técnica podrán modificar y utilizar la invención y sus diversas realizaciones de una manera óptima en relación con el fin previsto. Las expresiones “que contiene” y “que comprende” se utilizan como expresiones neutrales en las reivindicaciones y en la descripción para abarcar el concepto correspondiente de “que incluye”. Por otra parte, la utilización de los términos “un” o “una” no descarta la posibilidad de una pluralidad de las características y componentes así descritos.
NÚMEROS DE REFERENCIA
I superficie del suelo
10 aeronave de alas fijas
I I fuselaje
12 elemento de carga
20 dispositivo actuador
71 primera posición
72 segunda posición
73 tercera posición
100 eje geométrico longitudinal
rotor principal
rotor secundario aeronave de alas fijas fuselaje
unión
dispositivo actuador elemento de acoplamiento eje sin fin
motor
pata de soporte perfiles aerodinámicos aleta pequeña dispositivo de control aeronave de alas fijas fuselaje
elemento de carga espacio interior

Claims (11)

REIVINDICACIONES
1. Una aeronave de alas fijas (10; 110; 210), donde la aeronave de alas fijas (10; 110; 210) es una aeronave de despegue vertical, que comprende:
un elemento de carga (12; 112; 212), que está acoplado a un fuselaje (11; 111; 211) de la aeronave de alas fijas (10; 110; 210);
un dispositivo actuador (20; 120), por medio del cual se puede modificar una posición (71,72) del elemento de carga (12; 112; 212) en relación con el fuselaje (11; 111; 211) durante un vuelo de la aeronave de alas fijas (10; 110; 210) para desplazar un centro de gravedad de la aeronave de alas fijas (10; 110; 210) por medio del elemento de carga (12; 112; 212); y
un dispositivo de control (140), que controla el dispositivo actuador (120) de modo que el elemento de carga (112; 212) se disponga en una primera posición (71) durante una operación de despegue vertical y/o durante una operación de aterrizaje vertical de la aeronave de alas fijas (110; 210) y en al menos una segunda posición (71) durante un vuelo horizontal de la aeronave de alas fijas (110; 210), donde la primera posición (71) está situada en la cola de la aeronave de alas fijas (110; 210),
caracterizada por que el dispositivo de control (140) controla el dispositivo actuador (120) de modo que el elemento de carga (112; 212) se mueva desde la primera posición (71) hasta la segunda posición (72), lo que facilita de ese modo la transición de la aeronave de alas fijas (10; 110; 210) de la operación de despegue vertical al vuelo horizontal.
2. La aeronave de alas fijas (110; 210) de acuerdo con la reivindicación 1,
donde el dispositivo de control (140) se diseña de modo que ajuste, adapte y/o regule la segunda posición (72) en función de un parámetro de vuelo y/o un estado de la aeronave actualizados de la aeronave de alas fijas (110; 210).
3. La aeronave de alas fijas (110) de acuerdo con la reivindicación 1o 2,
donde el elemento de carga (112) está situado en el exterior del fuselaje (111) de la aeronave de alas fijas (110).
4. La aeronave de alas fijas (110) de acuerdo con la reivindicación 3,
donde el elemento de carga (112) está acoplado a un elemento de acoplamiento (124) del dispositivo actuador (120) por medio de una unión rotativa (113).
5. La aeronave de alas fijas (110) de acuerdo con la reivindicación 4,
donde el elemento de carga (124) está acoplado al elemento de acoplamiento (124) por medio de la unión rotativa (113), de modo que una orientación del elemento de carga (112) en relación con el fuselaje (111) de la aeronave de alas fijas (110) se determine por gravedad.
6. La aeronave de alas fijas (110) de acuerdo con cualquiera de la reivindicación 4 o la reivindicación 5, donde el dispositivo actuador (120) comprende un eje sin fin (126); y donde el elemento de acoplamiento (124) se diseña con una rosca interna, que se coloca en una rosca exterior del eje sin fin (126).
7. a aeronave de alas fijas (110) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, que comprende: unas patas de soporte (130) que se diseñan de modo que la aeronave de alas fijas (110) se pueda colocar verticalmente en una superficie del suelo sobre las patas de soporte (130).
8. La aeronave de alas fijas (110) de acuerdo con la reivindicación 7,
donde las patas de soporte (130) se disponen en los perfiles aerodinámicos (132) de la aeronave de alas fijas (110).
9. La aeronave de alas fijas (210) de acuerdo con la reivindicación 1 o 2,
donde el elemento de carga (212) se dispone en el interior del fuselaje (211).
10. Un método para operar una aeronave de alas fijas (10; 110; 210), donde la aeronave de alas fijas (10; 110; 210) es una aeronave de despegue vertical, comprendiendo el método los siguientes pasos:
cambiar (S01) una posición (71, 72) de un elemento de carga (12; 112; 212) en un fuselaje (11; 111; 211) de la aeronave de alas fijas (10; 110; 210) para desplazar un centro de gravedad de la aeronave de alas fijas (10; 110; 210), donde el elemento de carga (112; 212) se dispone en una primera posición (71) durante una operación de despegue vertical y/o durante una operación de aterrizaje vertical de la aeronave de alas fijas (10; 110; 210) y se dispone en al menos una segunda posición (72) durante un vuelo horizontal de la aeronave de alas fijas (10; 110; 210), donde la primera posición (71) está situada en la cola de la aeronave de alas fijas (110; 210), caracterizado por que el elemento de carga (112; 212) se mueve desde la primera posición (71) hasta la segunda posición (72), lo que facilita de ese modo la transición de la aeronave de alas fijas (10; 110; 210) de la operación de despegue vertical al vuelo horizontal.
11. El método de acuerdo con la reivindicación 10,
donde el método incluye registrar (S02) al menos un parámetro de vuelo actualizado y/o al menos un estado de la aeronave actualizado; y
donde la segunda posición (72) se ajusta, adapta y/o regula en función de al menos un parámetro de vuelo actualizado registrado y/o al menos un estado de la aeronave actualizado registrado de la aeronave de alas fijas (110; 210).
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