ES2867625T3 - Aeronave con grupo sustentador romboédrico de geometría variable - Google Patents

Abstract

Aeronave (10) que comprende un fuselaje (11) y un grupo (12) sustentador romboédrico que comprende alas (13, 14) delanteras montadas en un soporte (17) de montante delantero y alas (15, 16) posteriores montadas en un soporte (18) de montante posterior, las alas delantera y posterior se encuentran en su extremo en un ángulo diedro, estando los soportes (17, 18) de montante de alas posicionados, respectivamente, por debajo y por encima del fuselaje (11), en los cuales: - un extremo de cada ala delantera está articulado a un extremo de un ala posterior y - al menos uno de los soportes de montante de alas es móvil a lo largo del fuselaje.

Description

DESCRIPCIÓN

Aeronave con grupo sustentador romboédrico de geometría variable

Campo técnico

La presente invención se refiere a una aeronave con un grupo sustentador romboédrico de geometría variable. Se aplica, en particular, a los aviones cuyo grupo sustentador de geometría variable le permite disponer las alas en configuraciones adecuadas para un amplio dominio y regímenes de vuelo.

Estado de la técnica

Desde el advenimiento de la aeronáutica, los diseñadores siempre se han preocupado por diseñar un avión que tenga una envolvente de vuelo lo más amplia posible a la vez que minimizan la masa de la estructura. Se recuerda aquí que la envolvente de vuelo de una aeronave es el espacio en velocidad aire, factor de carga y altitud dentro del cual puede funcionar con seguridad.

Con las nuevas tecnologías, los nuevos materiales y los medios de cálculo cada vez más potentes, hacen su aparición nuevos conceptos de aviones.

Las alas romboédricas, o cerradas, o en diamante, o con ranura, o anulares, etc., han sido consideradas desde los inicios de la aviación. Sólo hace relativamente poco tiempo que estudios aerodinámicos exhaustivos, gracias a las nuevas herramientas de cálculos y de simulaciones numéricas, han demostrado su ganancia potencial en términos de resistencia aerodinámica inducida, incluso si esta ganancia permanece relativamente baja (del orden de algunos porcentajes). Por el contrario, la masa de la estructura es fuertemente reducida (aproximadamente 30% de ganancia) por el arriostramiento natural de las alas entre sí, pero al precio de una rigidez creciente.

En cuanto al aumento de la envolvente de vuelo, los diferentes flaps y anexos adicionales del grupo sustentador tienen el inconveniente de aumentar el peso y/o la resistencia aerodinámica de la aeronave.

Se conoce el documento US 2010/282917, que describe, como se ilustra en su Figura 3 y en sus párrafos 41 y 44, una aeronave cuyas alas están en planos paralelos (configuración denominada «biplano»). Por lo tanto, este grupo sustentador posee los inconvenientes de los grupos sustentadores biplanos.

También se conoce el documento US 5899410, que describe una aeronave que presenta una configuración de grupo sustentador plano, estando todas las alas en el mismo plano, como se ilustra en sus Figuras 1 y 3 y se describe en la parte «campo de la invención» y en el resumen. Por lo tanto, este grupo sustentador posee los inconvenientes de los grupos sustentadores monoplanos.

También se conoce el documento US 2004/217230, que presenta una configuración de grupo sustentador plano: todas las alas están en el mismo plano, como se ilustra en las Figuras 1 y 16. Por lo tanto este grupo sustentador posee los inconvenientes de los grupos sustentadores monoplanos.

También se conoce el documento US 7131611, que presenta una configuración de grupo sustentador plano, estando todas las alas en el mismo plano, como se ilustra en las Figuras 4 y 7. Por lo tanto este grupo sustentador posee los inconvenientes de los grupos sustentadores monoplanos.

Exposición de la invención

La presente invención tiene como objetivo remediar todos o parte de estos inconvenientes.

Para este efecto, según un primer aspecto, la presente invención se refiere a una aeronave que comprende un fuselaje y un grupo sustentador romboédrico que comprende alas delanteras montadas sobre un soporte de montante delantero y alas posteriores montadas sobre un soporte de montante posterior, las alas delantera y posterior se encuentran en su extremo en un ángulo diedro, estando los soportes de montante de alas posicionados respectivamente, por debajo y por encima del fuselaje, en el cual:

- un extremo de cada ala delantera está articulado a un extremo de un ala posterior y

- al menos uno de los soportes de montante de alas es móvil a lo largo del fuselaje.

Por tanto, para remediar los inconvenientes presentados anteriormente, a la vez que amplía de manera significativa la envolvente de vuelo y los rendimientos general de un avión, la invención consiste en un grupo sustentador de tipo romboédrico cuyas alas delantera y posterior son de geometría variable, a la vez que permanecen unidas a sus extremos para obtener formas muy diferentes. Además, la modificación de la geometría del grupo sustentador permite un fácil transporte de la aeronave objeto de la presente invención.

En los modos de realización, la longitud de las alas posteriores es estrictamente inferior a la longitud de las alas delanteras, siendo el ángulo formado entre el eje longitudinal principal del fuselaje y el eje principal de las alas posteriores, en consecuencia, en todas las configuraciones de vuelo, más obtuso que el ángulo formado entre el eje longitudinal principal del fuselaje y el eje principal de las alas delanteras.

Gracias a estas disposiciones, las alas delanteras siempre están en configuración de flecha y las alas posteriores pueden adoptar una configuración de flecha invertida, recta, es decir perpendicular al fuselaje, o de flecha no invertida, así como en todas las configuraciones intermedias.

En los modos de realización, al menos uno de los soportes de montante de alas está configurado para acercarse al otro soporte de montante de alas para que las alas delanteras formen las hipotenusas de triángulos rectángulos formados por las alas delanteras, las alas posteriores y el fuselaje, estando el eje principal de cada una de las alas posteriores, en estos triángulos rectángulos, perpendicular al eje principal longitudinal del fuselaje.

En los modos de realización, al menos uno de los soportes de montante de alas está configurado para acercarse al otro soporte de montante de alas para que las alas delanteras y las alas posteriores estén en forma de flechas, no invertidas.

Gracias a estas disposiciones, la flecha de las alas delanteras puede ser elevada y la envergadura reducida, especialmente para las configuraciones de vuelo de mayor velocidad.

En los modos de realización, al menos uno de los soportes de montante de alas está configurado para alejarse del otro soporte de montante de alas para que la envergadura de la aeronave sea inferior a la suma de cuatro veces el ancho máximo de las alas delanteras y de las alas posteriores, por un lado, y del ancho del fuselaje, por otro lado. Gracias a estas disposiciones, la aeronave puede ser transportada, o incluso catapultada, con una configuración de alas apretadas contra el fuselaje, con una envergadura mínima. Después del catapultado en esta configuración de envergadura mínima, la envergadura es aumentada por acercamiento de los montantes de alas.

En los modos de realización, la aeronave objeto de la invención incluye un medio de adaptación de la posición de cada montante de alas a las condiciones de vuelo.

Gracias a estas disposiciones, a lo largo del vuelo, con base en la carga embarcada, la velocidad, la altitud, la autonomía objetivo, la maniobrabilidad objetivo, el medio de adaptación modifica la configuración geométrica del grupo sustentador desplazando al menos un montante de ala.

En los modos de realización, la aeronave objeto de la invención incluye medios de morfismo del grupo sustentador, para modificar la inclinación de los ejes de rotación de las alas y provocar una variación de incidencia, controlando el medio de adaptación los medios de morfismo.

Gracias a estas disposiciones, a lo largo del vuelo, con base en la carga embarcada, la velocidad, la altitud, la autonomía objetivo, la maniobrabilidad objetivo, el medio de adaptación modifica la incidencia del grupo sustentador. En los modos de realización particulares, cada uno de los soportes de montante de alas es móvil a lo largo del fuselaje. Gracias a estas disposiciones, la configuración geométrica del grupo sustentadores adaptable a cualquier distribución de masa o empuje.

En los modos de realización, al menos un soporte de montante de alas es puesto en movimiento por un motor, accionando una unidad central el dicho motor.

Gracias a estas disposiciones, el centro de empuje del grupo sustentador se puede desplazar hacia adelante y hacia atrás sobre el fuselaje, independientemente de la geometría del grupo sustentador dictada por la distancia entre los soportes de montante de ala.

En los modos de realización, al menos un soporte de montante de alas incluye un riel y un tornillo sinfín.

Gracias a estas disposiciones, el desplazamiento del soporte de montante de alas es fácil.

En los modos de realización, en cada unión de los extremos de las alas delantera y posterior se posiciona una superficie vertical de cierre de los extremos de alas.

Estas superficies verticales de cierre de los extremos de alas permiten reducir la resistencia aerodinámica del grupo sustentador.

En los modos de realización, una varilla interna en una de las alas mantiene el plano principal de la superficie vertical de cierre de los extremos de alas paralelo al eje principal del fuselaje.

Gracias a estas disposiciones, las uniones de las alas delantera y posterior se pueden simplificar ya que no tienen como función mantener en posición el plano de las superficies verticales de cierre de los extremos de alas.

En los modos de realización, las uniones de los extremos de las alas delantera y posterior incluyen pivotes.

En los modos de realización, al menos un soporte de montante de alas delanteras incluye al menos un pivote.

En los modos de realización, la aeronave objeto de la presente invención incluye medios de morfismo del grupo sustentador, para modificar la inclinación de los ejes de rotación de las alas y provocar una variación de incidencia. En los modos de realización, el fuselaje no lleva ningún estabilizador vertical.

Breve descripción de las figuras

Otras ventajas, objetivos y características de la presente invención, se desprenderán de la siguiente descripción realizada, en un objetivo explicativo y de ningún modo limitativo, con referencia a los dibujos adjuntos, en los cuales: - La Figura 1 representa, esquemáticamente y en vista superior, un modo de realización particular de la aeronave objeto de la presente invención, en una configuración de grupo sustentador intermedio,

- La Figura 2 representa, esquemáticamente y en vista superior, la aeronave ilustrada en la Figura 1, en una configuración de grupo sustentador con ángulo de flecha reducido,

- La Figura 3 representa, esquemáticamente y en vista superior, la aeronave ilustrada en las Figuras 1 y 2, en una configuración con alas superpuestas,

- La Figura 4 representa, esquemáticamente y en perspectiva, la aeronave ilustrada en las Figuras 1 a 3, en la configuración ilustrada en la Figura 2,

- La Figura 5 representa, esquemáticamente y en perspectiva, una articulación móvil de soporte de montante de alas delanteras,

- La Figura 6 representa, esquemáticamente y en perspectiva, una articulación móvil de soporte de montante de alas posteriores,

- La Figura 7 representa, esquemáticamente y en perspectiva, una articulación de extremo de alas delantera y posterior y

- La Figura 8 representa, en forma de diagrama de flujo, las etapas de funcionamiento de la aeronave ilustrada en las Figuras 1 a 7.

Descripción de los modos de realización de la invención

Se observa, a partir de ahora, que las figuras no están a escala. Para simplificar la comprensión de los dibujos y esquemas, las alas y superficies verticales de la unión de los extremos de alas son representadas por superficies de bajo espesor.

Se recuerda que un grupo sustentador romboédrico (o romboidal) es una variante de alas en tándem cuyos extremos se encuentran. El ala delantera fijada sobre la parte inferior del fuselaje está en flecha posterior, y el ala posterior fijada sobre la parte superior de la deriva está en flecha delantera; el ala total, denominada unida, forma una superficie proyectada continua en forma de rombo hueco.

Se observa, en la Figura 1, una aeronave 10 que comprende un fuselaje 11 y un grupo 12 sustentador de forma romboédrica. El grupo 12 sustentador incluye un ala 13 delantera izquierda, un ala 14 delantera derecha, un ala 15 posterior izquierda y un ala 16 posterior derecha. Las alas 13 y 14 delanteras se encuentran en un soporte 17 de montante de alas delanteras situado debajo del fuselaje 11. Las alas 15 y 16 posteriores se encuentran en un soporte 18 de montante de alas posteriores. Las alas 13 y 15 izquierdas se encuentran en una unión de alas 19 izquierdas situada por encima del fuselaje 11. Las alas 14 y 16 derechas se encuentran en una unión de alas 20 derechas. Las alas 13, 14, 15 y 16 representadas en las figuras presentan una forma general de rectángulo. Por lo tanto, son de cuerda constante, estando sus bordes de ataque y de fuga paralelos. Por supuesto, la presente invención no se limita a este tipo de forma general, sino que se extiende a todas las formas de alas, excepto las alas delta.

Las alas 13 y 14 delanteras presentan superficies 23 a 26 de control, alerones o flaps. Las alas 15 y 16 posteriores presentan superficies 33 a 36 de control, alerones o flaps.

Un motor 21 impulsa en rotación una hélice 22 para propulsar la aeronave 10. La aeronave 10 representada en las Figuras es propulsada por una hélice situada en la parte posterior del fuselaje 11. Por supuesto, la presente invención no se limita a este tipo de propulsión sino que se extiende a los otros tipos de motor y otros tipos de disposición de uno o más motores en el fuselaje, por ejemplo, en la parte delantera o en las góndolas laterales llevadas por el fuselaje. La unión de los extremos de las alas 19 izquierdas está articulada, lo cual permite un movimiento angular relativo del ala delantera 13 izquierda con respecto al ala 15 posterior izquierda. De la misma manera, la unión de los extremos de las alas 20 derechas está articulada, lo cual permite un movimiento angular relativo del ala 14 delantera derecha con respecto al ala 16 posterior derecha.

Al menos uno de los soportes 17 y 18 de montante de alas es móvil a lo largo del fuselaje 11, lo cual permite una deformación del grupo 12 sustentador romboédrico, una variación de la flecha de cada ala y por lo tanto de la envergadura del grupo 12 sustentador. Gracias a estas variaciones, el grupo 12 sustentador puede ser adaptado a diferentes envolventes de vuelo. Se observa, en la Figura 2, la aeronave 10, en una configuración de grupo sustentador con ángulo de flecha reducido y envergadura extendida. Se observa, en la Figura 3, la aeronave 10 en una configuración de grupo sustentador con alas superpuestas, gran ángulo de flecha y envergadura reducida.

Como se observa en las Figuras 1 a 3, especialmente en la Figura 2, en el modo de realización representado en la misma, la longitud 41 de las alas 15 y 16 posteriores es estrictamente inferior a la longitud 48 de las alas 13 y 14 delanteras. El ángulo 42 formado entre el eje 44 longitudinal principal del fuselaje 11 y el eje 43 principal de las alas posteriores es, en consecuencia, en todas las configuraciones de vuelo, más obtuso que el ángulo 46 formado entre el eje longitudinal principal del fuselaje y el eje 45 principal de las alas delanteras. Cabe señalar que la longitud de las alas es la dimensión más grande de las alas medida de manera paralela a su eje principal.

Por tanto, las alas 13 y 14 delanteras todavía están en la configuración de flecha y las alas 15 y 16 posteriores pueden adoptar una configuración de flecha invertida (Figura 1), derecha (intermedia entre las configuraciones representadas en las Figuras 2 y 3), es decir perpendicular al fuselaje, o de flecha no invertida (Figura 3), así como en todas las configuraciones intermedias.

En el modo de realización ilustrado en las Figuras 1 a 3, al menos uno de los soportes 17 y 18 de montante de alas (los dos soportes de montante de ala, en las Figuras 1 a 3) está configurado para acercarse al otro soporte de montante de alas de modo que las alas 13 y 14 delanteras formen la hipotenusa de triángulos rectángulos formados por las alas delanteras, las alas 15 y 16 posteriores y el fuselaje 11. El eje principal 43 de cada una de las alas posteriores es, en estos triángulos rectángulos, perpendicular al eje 44 principal longitudinal del fuselaje.

Como se observa en la Figura 3, al menos uno de los soportes 17 y 18 de montante de alas (los dos soportes de montante de ala, en las Figuras 1 a 3) está configurado para acercarse al otro soporte de montante de alas de modo que las alas 13 y 14 delanteras y las alas 15 y 16 posteriores estén en flechas, no invertidas.

Por tanto, la flecha de las alas 13 y 14 delanteras puede ser elevada y la envergadura 49 reducida, especialmente para las configuraciones de vuelo de mayor velocidad.

Como se observa en las Figuras 2 y 3, al menos uno de los soporte 17 y 18 de montante de alas (los dos soportes de montante de ala, en las Figuras 1 a 3) está configurado para alejarse del otro soporte de montante de alas de modo que la envergadura 49 (ilustrada en la Figura 3) de la aeronave 10 sea inferior a la suma de cuatro veces el ancho 47 máximo (ilustrado en la Figura 2) de las alas 13 y 14 delanteras y las alas 15 y 16 posteriores, por un lado, y del ancho 50 del fuselaje 11, por otro lado. Cabe señalar que el ancho 47 de las alas es la dimensión más grande de las alas medida de manera perpendicular a su eje 43 o 45 principal. En el modo de realización representado en las Figuras 1 a 3, el ancho 47 máximo de las alas delantera y posterior se encuentra en las alas 13 y 14 delanteras.

Por tanto, la aeronave 10 puede ser transportada, o incluso catapultada, con una configuración de alas apretada contra el fuselaje, con una envergadura mínima. Después del catapultado en esta configuración de envergadura mínima, la envergadura se aumenta con el acercamiento de los montantes 17 y 18 de alas.

Como se ilustra en la Figura 4, los soportes de montante de alas son posicionados preferiblemente, respectivamente, por debajo y por encima del fuselaje 11, siendo esta configuración óptima para varios aspectos. También se observa en las Figuras 1 a 4 que el fuselaje 11 no lleva ningún estabilizador vertical.

Preferiblemente, como se ilustra en las figuras, cada uno de los soportes 17 y 18 de montante de alas es móvil a lo largo del fuselaje. Para este efecto, cada soporte de montante de ala, respectivamente 17 y 18, es puesto en desplazamiento sobre un riel, respectivamente 27 y 28, mediante un motor eléctrico, respectivamente 29 y 31, provisto de un tornillo sinfín, respectivamente 30 y 32.

Una caja 37 de fusibles de control (véase la Figura 3) incluye una unidad central que acciona los motores 29 y 31 de manera coordinada. La caja 37 de fusibles de control también asegura las funciones de comandos de las superficies 23 a 26 y 33 a 36 de control, de una manera conocida en sí.

Además, la caja de fusibles de control constituye un medio de adaptación de la posición de cada montante de alas a las condiciones de vuelo, por ejemplo, a la carga embarcada, a la velocidad, a la altitud, a la autonomía objetivo, a la maniobrabilidad objetivo. El medio de adaptación modifica la configuración geométrica del grupo sustentador desplazando al menos un montante de ala.

En las variantes, la aeronave 10 incluye medios de morfismo del grupo sustentador, para modificar la inclinación de los ejes de rotación de las alas y provocar una variación de incidencia, controlando el medio de adaptación los medios de morfismo. Preferiblemente, en estas variantes, la caja de fusibles modifica la incidencia del grupo sustentador a lo largo del vuelo, con base en la carga embarcada, la velocidad, la altitud, la autonomía y la maniobrabilidad objetivos.

Como se ilustra en la parte derecha de la Figura 2 y en la Figura 7, en cada unión 19 y 20 de los extremos de alas delantera y posterior se posiciona una superficie 38 vertical de cierre de los extremos de alas. Una varilla 39 interna de una de las alas, un ala delantera en las figuras, mantienen el plano principal de la superficie 38 vertical de cierre de los extremos de alas paralelo al eje principal del fuselaje 11.

Como se ilustra en la Figura 7, las uniones 19 y 20 de los extremos de alas delantera y posterior incluyen pivotes. Para dar un tercer grado de libertad, sobre algunos grados de ángulo, esta conexión de pivote presenta flexibilidad o una conexión de rótula.

Como se ilustra en las Figuras 5 y 6, al menos uno y preferiblemente los dos, soportes 17 y 18 de montante de alas incluye pivotes y una base 40 desplazada a lo largo del fuselaje 11 por el motor, respectivamente 29 y 31.

A continuación se describe, con referencia a la Figura 3, un modo de funcionamiento de la aeronave 10.

Las alas delantera y posterior están articuladas por el montante en su punto de encajamiento con el fuselaje y las alas delantera y posterior derechas, así como las alas delantera y posterior izquierdas están articuladas entre sí en sus extremos (bordes marginales).

Este punto de articulación de montante y/o de extremo puede situarse o no en el loft aerodinámico del ala. El loft aerodinámico es la superficie 3D de la aeronave que sirve a los estudios, modelización y simulaciones. Este modelo 3D también puede servir para la creación de la maqueta para pruebas en túnel de viento. Es la versión aerodinámica “perfecta” del avión el cual luego será adaptada a las tensiones de la realización, utilización, mantenimiento, reglamentación, etc. Por lo tanto, es imperativo respetar a lo máximo esta forma/superficie para tener un también un aparato cuyo rendimiento sea también lo más cercano posible al diseño “teórico” inicial.

Las articulaciones de montante con el fuselaje pueden desplazarse hacia adelante y hacia atrás y de manera independiente con el fin de obtener la geometría deseada a la vez que se respetan las tensiones sobre la posición del centro de gravedad requeridas por el plano de forma transicional y/o deseada.

Estas articulaciones de montante, al mismo tiempo que se desplazan de manera longitudinal, también pueden desplazarse hacia arriba y/o hacia abajo con el fin de, por ejemplo, obtener el ángulo de incidencia adaptado con base en la flecha del ala. La incidencia de las alas se cambia con base en la configuración del grupo sustentador para que los perfiles de las alas (sección paralela al flujo) estén siempre en valores adecuados para esta configuración. Las variaciones de ángulo de incidencia son, en general, de baja amplitud (o incluso muy baja). Es a través de la inclinación de los ejes de rotación de las alas que se efectúa esta variación de incidencia. También se tiene en cuenta la influencia de esta inclinación sobre el diedro (positivo o negativo). En el modelo ilustrado en las figuras, las variaciones de incidencia son del orden de 0,5 grados de ángulo en un rango de variaciones de incidencia que se extiende hasta cinco grados de ángulo.

La inclinación de los ejes de rotación de las alas en su encajamiento al montante puede introducir o eliminar variaciones angulares de incidencia. Si este eje es perpendicular al plano del ala, el diedro va a generar naturalmente una variación angular de la cuerda del ala con respecto al marco de referencia del flujo del aire (siendo la cuerda de un ala la sección correspondiente al corte del ala por un plano vertical perpendicular al plano del ala y paralelo al flujo/eje longitudinal “X” del avión). Debe asegurarse, en el caso de un cambio de incidencia introducido por las inclinaciones de los ejes de rotación, que las variaciones estén en fase entre las alas delantera y posterior para minimizar las eventuales tensiones en los extremos que puedan ser introducidas por la geometría y la elección de los grados de libertad al nivel del mecanismo que une los extremos de las alas delantera y posterior entre sí.

En los modos de realización, la aeronave 10 incluye medios de morfismo del grupo sustentador, para modificar la inclinación de los ejes de rotación de las alas y provocar una variación de incidencia. En estos modos de realización, se impone en los montantes de las alas, a través de su articulación/encajamiento, un momento de torsión y así producir un fenómeno de morfismo por el empleo, por ejemplo, de materiales compuestos y/o una estructura interna adaptada del ala.

El morfismo pretende tener una estructura con piel la cual se deforma para remplazar los comandos de vuelo (alerones, flaps, etc.) y así minimizar las resistencias aerodinámicas (de perfil e inducida). En un ala cantilever, se prevé una estructura reformable interna la cual produce la deformación al nivel de la piel (del loft) necesaria para obtener la modificación de rendimiento (resistencia aerodinámica, sustentación) deseada/necesaria. Otra solución consiste en deformar las pieles con la ayuda de corrientes electromagnéticas.

En el caso del grupo sustentador romboédrico, debido a la estructura “rígida” por los arriostramientos en los tres ejes, es posible introducir con bastante facilidad (tal como por el cambio de incidencia) las tensiones en los extremos de las alas.

En los modos de realización, se prevé un ala cuya estructura se “barrena” para aumentar (o disminuir) la incidencia en el montante y/o en el extremo. Esto permite modificar la sustentación de esta ala y así remplazar los flaps. Estas variantes, son, por ejemplo, utilizadas para hacer las modificaciones de las características del ala con base en el régimen de vuelo.

Como se detalló más arriba, la inclinación de los ejes de rotación alrededor de los puntos de encajamiento de las alas en los montantes/extremos así como el control y la disposición de los grados de libertad en los encajamientos pueden introducir tensiones, ya sea en el sentido longitudinal (envergadura) o ya sea en el sentido transversal (cuerda) y por tanto, introducir tensiones de torsión que, por ejemplo, jugando en los ángulos de los ejes de rotación y con una estructura adecuada, permiten un barrenado constante o evolutivo en la envergadura del grupo sustentador. Incluso se puede introducir un “pandeo” del grupo sustentador en su envergadura, si se considera necesario.

El inventor ha descubierto que la configuración romboédrica del grupo sustentador permite mantener una fineza casi constante en un amplio rango de velocidades haciendo variar la curvatura de las alas delanteras (y posteriores para conservar un vuelo equilibrado). Esta particularidad ha sido confirmada durante los estudios en túnel de viento. La utilización del morfismo de las alas es particularmente adecuada ya que una baja variación angular de las alas delantera y posterior puede introducir importantes variaciones de incidencia y/o variación de curvatura sobre su envergadura. Esto permite limitar el uso de las deflexiones de los flaps, que tienen como inconveniente la complejidad de las mezclas de los ocho flaps y la falta de precisión/resolución de los servomotores y de los comandos mecánicos de estos servomotores.

El morfismo es una solución extremadamente elegante para “afinar” el ajuste del grupo sustentador a las condiciones de vuelo sin tener el inconveniente de soluciones pesadas y aerodinámicamente poco propias de los múltiples flaps al borde de fuga y/o puntas y otros anexos en el borde de ataque. El grupo sustentador romboédrico se presta particularmente bien a este tipo de “control”.

Las articulaciones en los extremos de las alas, a la vez que dejan la libertad a las alas para obtener las flechas/planos de forma deseados, pueden permitir modificar (o no) el espacio entre las alas en sus extremos para optimizar los flujos aerodinámicos y/o responder a las necesidades geométricas (por ejemplo, permitir a las alas plegarse a lo largo del fuselaje).

En cuanto a la variación del espacio entre las alas en sus extremos, puede ser muy interesante en el caso de la configuración para el transporte y/o el catapultado a partir de un tubo. Por ejemplo, se prevé un sistema de tornillo sinfín que hace variar el espacio entre los planos de las alas directamente con base en la posición angular de las dos alas entre sí (mecánicamente o de manera sometida).

También es posible imponer en los extremos de las alas a través de su articulación un momento de torsión y así introducir un fenómeno de morfismo mediante el empleo (por ejemplo) de materiales compuestos y/o una estructura interna adecuada del ala.

El cierre de los extremos de las alas, para obtener un ala de alargamiento casi infinito, consiste en una superficie aerodinámica vertical (perfilada o no) sometida a la articulación y que a la vez mantiene esta superficie en el ángulo de ataque óptimo para la configuración transicional y/o operacional. Una de las características de los grupos sustentadores romboédricos es la ausencia de una superficie vertical, por lo tanto, una ganancia significativa en la resistencia aerodinámica del perfil. Esta pequeña superficie vertical que une las dos alas en sus extremos permite cerrar el espacio y así, en teoría, tener un ala cerca de un ala de envergadura infinita.

Los carenados rígidos, semirrígidos y/o flexibles pueden encerrar las diferentes articulaciones para asegurar un buen sellado aerodinámico y/o un flujo aerodinámico propio.

Cabe señalar que la aeronave 10 puede ser lanzada mediante una catapulta, medios pirotécnicos y/o un resorte. El despliegue de las alas a la salida de un tubo de catapulta es efectuado en unas pocas décimas de segundos (es decir, unos pocos metros de vuelo) gracias a los resortes internos de la aeronave o por el conjunto de tensiones aerodinámicas ejercidas sobre el grupo sustentador.

Se observa, en la Figura 8, las etapas de funcionamiento de la aeronave ilustrada en las Figuras 1 a 7.

A lo largo de una etapa 51, se determinan la velocidad y la altitud de vuelo deseadas, según los comandos de vuelo del piloto o proporcionados por el software de optimización de vuelo para la realización de una misión. A lo largo de una etapa 52, se determina la envolvente de vuelo correspondiente, teniendo en cuenta las condiciones de vuelo (velocidad, viento, altitud, masa embarcada, autonomía restante, ...). A lo largo de una etapa 53, se determina la configuración (ángulos del diedro y ángulo de incidencia) del grupo sustentador para esta envolvente de vuelo y/o esta velocidad deseada (según los objetivos de estabilidad, consumo reducido, maniobrabilidad, etc.). Por ejemplo, partiendo de los conocimientos para algunas configuraciones geométricas del grupo sustentador, incluidas las configuraciones de extremo (Figuras 1 y 3), se interpola este conocimiento para todas las otras configuraciones.

A lo largo de una etapa 54, se calculan los desplazamientos de los dos montantes de alas para traer el centro de empuje al lugar deseado y los desplazamientos de los medios de morfismo que aseguran una variación de ángulo de incidencia. A lo largo de una etapa 55, se controla, de manera coordinada y simultánea, los motores paso a paso y los servomotores para que se realice la configuración geométrica del grupo sustentador.

Claims (13)

REIVINDICACIONES

1. Aeronave (10) que comprende un fuselaje (11) y un grupo (12) sustentador romboédrico que comprende alas (13, 14) delanteras montadas en un soporte (17) de montante delantero y alas (15, 16) posteriores montadas en un soporte (18) de montante posterior, las alas delantera y posterior se encuentran en su extremo en un ángulo diedro, estando los soportes (17, 18) de montante de alas posicionados, respectivamente, por debajo y por encima del fuselaje (11), en los cuales:

- un extremo de cada ala delantera está articulado a un extremo de un ala posterior y

- al menos uno de los soportes de montante de alas es móvil a lo largo del fuselaje.

2. Aeronave (10) según la reivindicación 1, en la cual la longitud (41) de las alas (15, 16) posteriores es estrictamente inferior a la longitud (48) de las alas (13, 14) delanteras, estando el ángulo (42) formado entre el eje (44) longitudinal principal del fuselaje (11) y el eje (43) principal de las alas posteriores, en consecuencia, en todas las configuraciones de vuelo, más obtuso que el ángulo (46) formado entre el eje longitudinal principal del fuselaje y el eje (45) principal de las alas delanteras.

3. Aeronave (10) según la reivindicación 2, en la cual al menos uno de los soportes (17, 18) de montante de alas está configurado para acercarse al otro soporte de montante de alas para que las alas (13, 14) delanteras formen la hipotenusa de triángulos rectángulos formados por las alas delanteras, estando las alas (15, 16) posteriores y el fuselaje (11), el eje (43) principal de cada una de las alas posteriores, en estos triángulos rectángulos, perpendicular al eje (44) principal longitudinal del fuselaje.

4. Aeronave (10) según una de las reivindicaciones 2 o 3, en la cual al menos uno de los soportes (17, 18) de montante de alas está configurado para acercarse al otro soporte de montante de alas para que las alas (13, 14) delanteras y las alas (15, 16) posteriores estén en flechas, no invertidas.

5. Aeronave (10) según una de las reivindicaciones 1 a 4, en la cual al menos uno de los soportes (17, 18) de montante de alas está configurado para alejarse del otro soporte de montante de alas para que la envergadura (49) de la aeronave sea inferior a la suma de cuatro veces el ancho (47) máximo de las alas (13, 14) delanteras y de las alas (15, 16) posteriores, por un lado, y del ancho (50) del fuselaje (11), por otro lado.

6. Aeronave (10) según una de las reivindicaciones 1 a 5, que incluye medios (37) de adaptación de la posición de cada montante (17, 18) de alas a las condiciones de vuelo.

7. Aeronave (10) según la reivindicación 6, que incluye medios de morfismo del grupo (12) sustentador, para modificar la inclinación de los ejes de rotación de las alas (13 a 16) y provocar una variación de incidencia, controlando el medio (37) de adaptación los medios de morfismo.

8. Aeronave (10) según una de las reivindicaciones 1 a 7, en la cual cada uno de los soportes (17, 18) de montante de alas es móvil a lo largo del fuselaje (12).

9. Aeronave (10) según una de las reivindicaciones 1 a 8, en la cual, en cada unión (19, 20) de los extremos de alas delantera y posterior está posicionada una superficie (38) vertical de cierre de los extremos de alas.

10. Aeronave (10) según la reivindicación 9, en la cual una varilla (39) interna de una de las alas mantiene el plano principal de la superficie (38) vertical de cierre de los extremos de alas paralelo al eje principal del fuselaje (12).

11. Aeronave (10) según una de las reivindicaciones 1 a 10, en la cual las uniones (19, 20) de los extremos de las alas delantera y posterior incluyen pivotes.

12. Aeronave (10) según una de las reivindicaciones 1 a 11, en la cual al menos un soporte (17, 18) de montante de alas incluye al menos un pivote.

13. Aeronave (10) según una de las reivindicaciones 1 a 12, en la cual el fuselaje (12) no lleva ningún estabilizador vertical.