ES3068337T3 - Aircraft and drive unit - Google Patents

Abstract

Se presenta un dispositivo volador que comprende una góndola (2, 151) y al menos tres unidades de propulsión (5, 6, 7, 8, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 30) que están dispuestas alrededor de la góndola (2) de tal manera que abarcan una superficie; donde cada unidad de accionamiento (5, 6, 7, 8, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 30) comprende al menos un rotor (31, 32, 101, 102) con un eje de rotación sustancialmente perpendicular a la superficie abarcada por las unidades de accionamiento (5, 6, 7, 8, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 30), y donde cada rotor (31, 32, 101, 102) tiene al menos dos, preferiblemente al menos tres, palas de rotor (10, 40, 41) cuyo ángulo de ataque α es ajustable operativamente dentro de un rango angular predeterminado. La aeronave se caracteriza porque el rango angular predeterminado incluye un ángulo de ataque en el que una pala del rotor (10, 40, 41), independientemente de la velocidad del rotor (31, 32, 101, 102), no genera sustentación (α = 0°). Además, se presenta una unidad de propulsión de la aeronave. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

[0001] DESCRIPCIÓN

[0002] Aeronave y unidad de accionamiento

[0003] La invención se refiere a una aeronave que comprende una góndola y al menos tres unidades de accionamiento, que están dispuestas alrededor de la góndola de tal manera que abarcan una superficie; en donde cada unidad de accionamiento comprende al menos un rotor con un eje de rotación que discurre esencialmente perpendicular a la superficie abarcada por las unidades de accionamiento y en donde cada rotor presenta al menos dos, preferentemente al menos tres palas de rotor, cuyo ángulo de ataque α es graduable operativamente en un intervalo angular predefinido.

[0004] Las aeronaves genéricas son conocidas desde hace tiempo y se utilizan desde hace algún tiempo principalmente en el ámbito de las aeronaves no tripuladas de tamaño más pequeño (drones). Debido al uso de varios rotores, tales aeronaves se denominan generalmente multicópteros.

[0005] Para el control de la actitud de vuelo de multicópteros se controla la sustentación generada por las unidades de accionamiento individuales, de este modo se pueden generar momentos de alabeo y cabeceo. Mediante una inclinación generada de manera correspondiente del plano abarcado por las unidades de accionamiento, de la sustentación de las unidades de accionamiento resulta una fuerza de propulsión mediante la cual la aeronave se mueve hacia delante y/o hacia los lados.

[0006] De una suma de los pares de todas las unidades de accionamiento de la aeronave resulta además un momento de guiñada. Esto se compensa en los multicópteros más pequeños generalmente al estar previsto un número par de unidades de accionamiento, de las cuales en cada caso la mitad gira en el sentido de las agujas del reloj y la otra mitad, en sentido contrario a las agujas del reloj. Mediante una adaptación adecuada de los pares de las unidades de accionamiento individuales se puede generar de forma específica un momento de guiñada para orientar la aeronave.

[0007] Los rotores de los multicópteros presentan habitualmente entre dos y seis palas de rotor con ángulo de ataque fijo. Para modificar la sustentación y/o el par de un rotor se modifica la velocidad de giro del rotor.

[0008] Mientras que el control de vuelo de los multicópteros pequeños funciona de manera bastante fiable a través de la velocidad de giro de las unidades de accionamiento, este principio alcanza sus límites en aeronaves mayores. Esto se debe, por un lado, a una fuerte dependencia no lineal entre la velocidad de giro y la sustentación, especialmente a bajas velocidades de giro, y, por otro lado, a la inercia de los rotores que aumenta con el diámetro del rotor.

[0009] En la regulación de la actitud de vuelo de un multicóptero con rotores grandes, la inercia del rotor provoca un retraso en la adaptación de la sustentación en respuesta a una orden de reglaje del control. Esto conduce a una mayor tendencia a las sobreoscilaciones ante perturbaciones repentinas tales como ráfagas de viento. Para reducir esta influencia deben realizarse los motores de accionamiento de los rotores con una potencia extremadamente elevada, lo que conduce a un mayor peso propio y, por lo tanto, a una menor carga útil de la aeronave.

[0010] En el uso cada vez más debatido de los multicópteros en el transporte de personas y mercancías se hacen evidentes otras deficiencias del control de la sustentación a través de la velocidad de giro de los rotores.

[0011] Así, al recoger o depositar una carga útil se producen tiempos de espera al tener que adaptarse la velocidad de giro de los rotores primero a las condiciones de carga modificadas. Si, por ejemplo, un pasajero ha de bajar de un multicóptero utilizado para el transporte de personas, después del aterrizaje del multicóptero debe reducirse primero la velocidad de giro de los rotores hasta tal punto que el multicóptero se mantenga suficientemente estable incluso después de que el pasajero haya bajado, para no ser presionado contra el pasajero que acaba de bajar por una ráfaga repentina y lesionarlo. Por regla general, para ello será necesario reducir la velocidad de giro hasta el punto de que los rotores ya no generen sustentación. Para la continuación del vuelo del multicóptero debe aumentarse de nuevo la velocidad de giro.

[0012] Otra desventaja de los multicópteros conocidos son las posibilidades limitadas de reaccionar ante un fallo del accionamiento de un rotor.

[0013] Se ha propuesto en casos aislados equipar los multicópteros con rotores con ángulo de ataque variable de las palas de rotor para mejorar la regulación de la actitud de vuelo. No obstante, los problemas descritos no se resuelven de este modo o no se resuelven completamente.

[0014] El documento WO 2017/172402 A1 desvela una aeronave con varias unidades de accionamiento en forma de hélices / rotores con ángulos de ataque graduables. El documento WO 2016/164280A1 desvela una aeronave en forma de un multicóptero con tres rotores principales y un rotor de cola, que es capaz de autorrotación. El documento US 2019/0161179 A1 desvela una aeronave con varios rotores, cuyas palas presentan ángulos de ataque graduables. El documento US 2019/0176979 A1 desvela asimismo una aeronave con varios rotores cuyas palas son graduables hasta ángulos de ataque negativos. El documento KR 101772570 B1 desvela otra aeronave con varios rotores.

[0015] Por lo tanto, un objetivo de la invención consiste en proporcionar una aeronave que esté mejorada con respecto a las problemáticas descritas.

[0016] Este objetivo se resuelve según la invención mediante una aeronave según las reivindicaciones adjuntas. Una aeronave de este tipo comprende una góndola y al menos tres unidades de accionamiento, que están dispuestas alrededor de la góndola de tal manera que abarcan una superficie; en donde cada unidad de accionamiento comprende al menos un rotor con un eje de rotación que discurre esencialmente perpendicular a la superficie abarcada por las unidades de accionamiento y en donde cada rotor presenta al menos dos, preferentemente al menos tres palas de rotor, cuyo ángulo de ataque α es graduable operativamente en un intervalo angular predefinido, que además está perfeccionada al incluir el intervalo angular predefinido un ángulo de ataque en el que una pala de rotor no genera sustentación independientemente de una velocidad de giro del rotor.

[0017] El ángulo de ataque de una pala de rotor en el que la pala de rotor no genera sustentación independientemente de la velocidad de giro del rotor se indica habitualmente como 0°, este ajuste se denomina también posición neutra. Al poderse ajustar el ángulo de ataque de los rotores a 0° en el funcionamiento, es posible posar la aeronave de forma segura con todo su peso propio a plena velocidad de giro de los rotores mientras, por ejemplo, un pasajero sube o baja, y después de que haya subido o bajado, despegar de nuevo inmediatamente mediante graduación del ángulo de ataque a un valor positivo sin observar tiempos muertos. Partiendo de la posición neutra, como ángulo de ataque de una pala de rotor se indica por regla general el ángulo en el que la pala de rotor está girada con respecto a la posición neutra.

[0018] En un perfeccionamiento ventajoso de una aeronave según la invención, el intervalo angular predefinido puede incluir ángulos de ataque en los que una pala de rotor genera sustentación negativa. Tales ángulos de ataque se indican en general como ángulos negativos (α < 0°).

[0019] Mediante la previsión de ángulos de ataque negativos se amplían claramente las posibilidades de uso de una aeronave según la invención. Así, por ejemplo, en caso de vientos fuertes, la aeronave puede presionarse adicionalmente contra el suelo por las unidades de accionamiento para permitir subir y bajar de forma segura.

[0020] Como ventaja adicional, la previsión de ángulos de ataque negativos amplía las posibilidades de reacción de la aeronave en caso de fallo de una unidad de accionamiento. Si, por ejemplo, en una aeronave con cuatro unidades de accionamiento que están dispuestas en forma de un cuadrado falla una unidad de accionamiento, la sustentación de la unidad de accionamiento diametralmente opuesta debe reducirse a cero para evitar que la aeronave vuelque. Las unidades de accionamiento restantes quedan entonces, no obstante, sobre una línea y con estas unidades de accionamiento no es posible un control de momentos de alabeo. No obstante, la cuarta unidad de accionamiento puede utilizarse para el control de momentos de alabeo manteniendo el rotor correspondiente en la velocidad de giro y generando el momento de alabeo requerido según sea necesario mediante el ajuste de un ángulo de ataque positivo o de uno negativo.

[0021] Otra posibilidad de reacción que resulta de los posibles ángulos de ataque negativos es la autorrotación. Si no es posible una estabilización de la actitud de vuelo mediante las unidades de accionamiento restantes, puede ajustarse en todas las unidades de accionamiento un ángulo de ataque negativo y, mediante el flujo de aire sobre los rotores resultante del movimiento de descenso, puede mantenerse o incluso aumentarse su velocidad de giro. La energía cinética almacenada de este modo en los rotores puede utilizarse entonces para proteger la aeronave del impacto y realizar un aterrizaje controlado.

[0022] En un perfeccionamiento preferido de una aeronave según la invención, el intervalo angular previsto puede incluir ángulos de ataque entre -5° y 10°. A este respecto, un ángulo de ataque de -5° permite la autorrotación, mientras que un ángulo de ataque de 10° es suficiente con un dimensionamiento habitual de las palas del rotor para soportar toda la carga útil de la aeronave.

[0023] En otra realización preferida de una aeronave según la invención, el intervalo angular previsto puede incluir ángulos de ataque entre -12° y 12°. Con este intervalo angular ampliado existe una mayor mejora de la maniobrabilidad de la aeronave.

[0024] Los rotores de las unidades de accionamiento de una aeronave según la invención pueden presentar un radio de al menos 1 m, preferentemente de al menos 2 m. Radios de rotor correspondientes permiten cargas útiles económicamente interesantes, en donde las ventajas según la invención en la maniobrabilidad se hacen especialmente patentes.

[0025] En una realización preferida de una aeronave según la invención, las unidades de accionamiento pueden presentar en cada caso un anillo envolvente. Los anillos envolventes aumentan por un lado la seguridad operativa de las aeronaves según la invención, al reducir claramente el peligro de colisiones de las palas de rotor con objetos y personas. Por otro lado, los anillos envolventes suprimen corrientes turbulentas en los extremos exteriores de las palas de rotor e incrementan así la eficiencia de los rotores.

[0026] Las palas de rotor de una aeronave según otra realización de la invención pueden presentar una torsión de como máximo 5°. Se denomina torsión un giro del perfil de sección transversal de una pala de rotor a lo largo de su eje longitudinal. Una torsión de 5° significa a este respecto que una cuerda de perfil del perfil de sección transversal se gira 5° a lo largo de la longitud de la pala de rotor. En el caso de palas de rotor con torsión puede usarse un valor medio o un valor mediano de los ángulos de ataque locales a lo largo del eje longitudinal de la pala de rotor como ángulo de ataque de la pala de rotor.

[0027] Mediante la torsión, el perfil de las palas de rotor puede adaptarse a las diferentes velocidades periféricas a lo largo de la pala de rotor con el fin de lograr una distribución lo más uniforme posible de la fuerza de sustentación.

[0028] Sin embargo, una torsión demasiado fuerte no es razonable en rotores con ángulo de ataque graduable, ya que, por un lado, de esto pueden resultar en el extremo exterior o interior de la pala de rotor ángulos de ataque demasiado grandes que conllevan el peligro de una pérdida aerodinámica. Por otro lado, debido a la torsión se genera en la zona de la posición neutra un intervalo de ángulos de ataque en el que la pala de rotor presenta a lo largo de su eje longitudinal en parte un ángulo de ataque positivo y en parte, un ángulo de ataque negativo. En este intervalo de ángulos de ataque, el rotor prácticamente no genera sustentación, no obstante se frena fuertemente.

[0029] En otra realización ventajosa de una aeronave según la invención, cada unidad de accionamiento puede presentar dos rotores coaxiales con sentido de giro opuesto. Mediante rotores situados densamente uno sobre otro a lo largo del eje de rotación puede aumentarse la fuerza de sustentación que se puede lograr por superficie de rotor. Al mismo tiempo, los pares de los dos rotores se compensan en gran parte entre sí, de modo que se simplifica el control de un momento de guiñada que actúa sobre la aeronave.

[0030] La velocidad de giro y el ángulo de ataque de las palas de rotor, en una aeronave según la invención, pueden controlarse preferentemente por separado para cada unidad de accionamiento. De este modo puede controlarse el comportamiento de vuelo de la aeronave de manera especialmente flexible. Preferentemente, en unidades de accionamiento con dos rotores coaxiales, la velocidad de giro y/o el ángulo de ataque de las palas de rotor de ambos rotores pueden controlarse de forma independiente entre sí.

[0031] La aeronave según la invención está construida de forma modular, en donde cada unidad de accionamiento está construida como módulo de accionamiento autónomo que comprende lo siguiente: al menos un motor de accionamiento para el al menos un rotor, al menos un servomotor para el ajuste del ángulo de ataque de las palas de rotor, un control de módulo para el al menos un motor de accionamiento y/o el al menos un servomotor y una interfaz de datos para una comunicación entre el control de módulo y un control central y/u otros controles de módulo.

[0032] De este modo pueden proporcionarse módulos de accionamiento estandarizados que están diseñados en cada caso para una capacidad de carga nominal determinada. Por ejemplo, un módulo de accionamiento con un rotor simple con 1 m de radio de rotor puede presentar una capacidad de carga (fuerza de sustentación menos fuerza de peso propio) de, por ejemplo, 200 N, mientras que un módulo de accionamiento con dos rotores coaxiales con 2 m de radio de rotor puede presentar una capacidad de carga de 1000 N. Según los requisitos pueden combinarse entonces varios de estos módulos de accionamiento estandarizados con una góndola adecuada para formar una aeronave.

[0033] Cada módulo de accionamiento presenta un control de módulo que controla la velocidad de giro de los rotores de la unidad de accionamiento y los ángulos de ataque de las palas de rotor. Para ello está previsto preferentemente para cada rotor de la unidad de accionamiento un motor de accionamiento propio y un servomotor propio para los ángulos de ataque. El control de módulo presenta una interfaz de datos para intercambiar datos operativos con un control central. El control central está equipado con sensores para establecer la actitud de vuelo y la posición actuales de la aeronave y está preparado para establecer, a partir de los datos actuales establecidos, valores teóricos para la sustentación y dado el caso para el par de los módulos de accionamiento individuales. Los controles de módulo reciben los valores teóricos a través de su respectiva interfaz de datos, calculan a partir de esto las velocidades de giro necesarias y los ángulos de ataque necesarios de las palas de rotor para los rotores del módulo de accionamiento y controlan los motores de accionamiento y los servomotores del módulo de accionamiento en correspondencia.

[0034] El control central puede estar instalado en la góndola.

[0035] A continuación se explica la invención con más detalle mediante algunas figuras ilustrativas, en donde los ejemplos de realización representados en las figuras únicamente pretenden contribuir a una mejor comprensión de la invención sin limitar la misma.

[0036] Muestran:

[0037] Fig.1: una aeronave en una vista superior,

[0038] Fig.2a-c: la aeronave de la figura 1 en una vista frontal en diferentes actitudes de vuelo,

[0039] Fig.3: otra aeronave,

[0040] Fig.4: una unidad de accionamiento en una vista superior,

[0041] Fig.5: una unidad de accionamiento en una representación en sección,

[0042] Fig.6a-e: el perfil de una pala de rotor,

[0043] Fig.7: un módulo de accionamiento en una representación esquemática,

[0044] Fig.8: una aeronave construida de forma modular en una representación esquemática.

[0045] En la figura 1 está representada una aeronave 1 en una vista superior. La aeronave 1 comprende una góndola 2 y, en el ejemplo representado, cuatro unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8. La góndola 2 puede comprender una célula de pasajeros, un agarrador de carga y/o dispositivos similares, que no están representados en detalle en el presente documento.

[0046] Las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 están dispuestas en un plano, en el presente documento el plano del dibujo. En lugar de las cuatro unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 puede estar previsto otro número de unidades de accionamiento. A este respecto, para una actitud de vuelo estable de la aeronave 1 se necesitan al menos tres unidades de accionamiento.

[0047] Cada una de las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 comprende un rotor con varias palas de rotor 10. Aunque en el ejemplo representado cada rotor presenta cuatro palas de rotor 10, el número de las palas de rotor puede ser mayor o menor. Si bien son técnicamente posibles rotores con una sola pala de rotor, por regla general estarán previstas al menos dos, preferentemente al menos tres palas de rotor 10 para cada rotor. Por razones de dinámica de fluidos, más de seis palas de rotor 10 para un rotor por lo general no son razonables. Los ejes de giro de los rotores son esencialmente perpendiculares a un plano abarcado por las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8.

[0048] Las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 generan sustentación para mantener la aeronave 1 en el aire. Mediante la variación de las fuerzas de sustentación generadas por las respectivas unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 pueden generarse pares de cabeceo y de alabeo para controlar la actitud de vuelo de la aeronave 1.

[0049] Cada uno de los rotores genera además un par, en donde los pares de todos los rotores se suman para formar un momento de guiñada que actúa sobre la aeronave 1. A este respecto, los rotores de las unidades de accionamiento 5 y 7 rotan en sentido contrario a los rotores de las unidades de accionamiento 6 y 8, de modo que los respectivos pares se compensan entre sí en condiciones operativas iguales de todos los rotores.

[0050] Los rotores de las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 están rodeados en cada caso por anillos envolventes 11. Los anillos envolventes 11 sirven por un lado para la protección de las palas de rotor 10 frente a colisiones con obstáculos y por otro lado para suprimir corrientes turbulentas en los extremos exteriores de las palas de rotor 10.

[0051] Los rotores de las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 se accionan por motores eléctricos no representados, que están dispuestos en cubos 15 de los rotores.

[0052] A través de la velocidad de giro de los rotores puede ajustarse la fuerza de sustentación proporcionada en cada caso por las respectivas unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8. Para ello se controlan los respectivos motores de accionamiento de manera que accionan los rotores con una velocidad de giro deseada. Sin embargo, especialmente los rotores con radios grandes presentan momentos de inercia considerables, lo que tiene como consecuencia que la velocidad de giro de estos rotores solo pueda graduarse lentamente.

[0053] Para un cambio rápido de la fuerza de sustentación proporcionada por una de las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8, tal como puede ser necesario especialmente para la regulación de la actitud de vuelo, las palas de rotor 10 pueden además graduarse en el ángulo de ataque. Para ello, cada uno de los rotores comprende un servomotor.

[0054] Para la implementación técnica de la graduación del ángulo de ataque de las palas de rotor 10 están a disposición del experto en la materia diversas soluciones que no se describirán en detalle en el presente documento. A este respecto, por regla general es suficiente un ajuste del ángulo de ataque independiente de la posición de ángulo de giro de las palas de rotor 10, de modo que puede prescindirse de un disco oscilante conocido del ámbito de los helicópteros. En casos especiales particulares, no obstante, también puede ser necesaria una graduación dependiente del ángulo de giro, en donde puede recurrirse a la tecnología mencionada anteriormente con disco oscilante.

[0055] El ángulo de ataque de las palas de rotor 10 es graduable en un intervalo angular que incluye un ángulo de ataque en el que las palas de rotor 10 ya no generan sustentación independientemente de su velocidad de giro. Este ángulo de ataque se denomina también posición neutra y se designa por regla general con un ángulo de ataque α=0°.

[0056] La posibilidad de llevar las palas de rotor a la posición neutra ofrece ventajas considerables en los procesos de carga y descarga de la aeronave 1. Si, por ejemplo, la aeronave debe transportar a un pasajero, entonces la aeronave 1 debe permanecer de forma segura en el suelo al subir y bajar el pasajero. Para ello, las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 no deben generar ninguna o solo muy poca fuerza de sustentación, ya que en caso contrario la aeronave 1 presentaría solo muy poca adherencia al suelo y podría moverse fácilmente por ráfagas laterales. Existe entonces un riesgo considerable de accidente.

[0057] Las aeronaves convencionales reducen para ello la velocidad de giro de los rotores a cero. Esto tiene, no obstante, como consecuencia que, después de subir el pasajero, primero deban acelerarse los rotores, lo que en rotores con gran radio debido a los elevados momentos de inercia puede requerir cierto tiempo. Aunque en la mayoría de los casos de aplicación civil esto resulta molesto en el mejor de los casos, este tiempo de espera puede tener un efecto devastador en operaciones de rescate o en intervenciones en el ámbito militar.

[0058] En cambio, la aeronave 1 puede dejar sin modificar la velocidad de giro de los rotores y llevar únicamente las palas de rotor 10 a la posición neutra, de modo que las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 no generen sustentación. De este modo, la aeronave 1 permanece sobre el suelo igual tan segura como una aeronave con rotores detenidos. Para despegar después de que hayan subido o bajado los pasajeros, únicamente es necesario graduar las palas de rotor 10 de manera que generen la sustentación necesaria. Esta graduación es posible prácticamente sin retraso.

[0059] Pueden lograrse ventajas similares gracias a la posición neutra de las palas de rotor 10 en los procesos de carga y descarga en el transporte de mercancías. Si, por ejemplo, la aeronave 1 debe depositar una carga útil, por ejemplo un contenedor, entonces una conexión entre la carga útil y la góndola 2 de la aeronave 1 no puede soltarse hasta que la fuerza de sustentación de las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 se haya reducido prácticamente a cero. En caso contrario, después de soltar la conexión, la aeronave 1 sería arrastrada hacia arriba por la fuerza de sustentación de las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8, lo que a su vez podría conducir a accidentes.

[0060] Además, la graduación de las palas de rotor de las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 está realizada de tal manera que el ángulo de ataque de las palas de rotor 10 puede graduarse más allá de la posición neutra hasta ángulos de ataque en los que las palas de rotor generan una fuerza de sustentación negativa, es decir una fuerza de descenso. Los ángulos de ataque correspondientes se denominan ángulos de ataque negativos α<0°.

[0061] Mediante el ajuste de ángulos de ataque negativos, la aeronave 1 puede presionarse firmemente contra el suelo durante procesos de carga y descarga con la fuerza de descenso adicional de las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8, lo que aumenta aún más la estabilidad de la aeronave, por ejemplo en caso de ráfagas laterales.

[0062] La posibilidad de ajustar ángulos de ataque neutros e incluso negativos de las palas de rotor 10 ofrece también posibilidades de reacción adicionales en caso de perturbaciones operativas de una de las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8, tal como se explica a continuación mediante las figuras 2a a 2c.

[0063] En la figura 2a está representada la aeronave 1 en una vista frontal, en donde solo son reconocibles la góndola 2 así como las unidades de accionamiento 6, 7, 8. Si ahora falla una de las unidades de accionamiento, en el caso representado la unidad de accionamiento 6, entonces la actitud de vuelo de la aeronave 1 se vuelve inestable, ya que la unidad de accionamiento 8 opuesta genera ahora un fuerte momento de alabeo, mientras que las unidades de accionamiento 5, 7 dispuestas a lo largo de un eje longitudinal de la aeronave 1 suministran la fuerza de sustentación portante.

[0064] En aeronaves según el estado de la técnica debería detenerse el rotor de la unidad de accionamiento 8 para eliminar el momento de alabeo. Sin embargo, la aeronave ya no podría reaccionar entonces a momentos de alabeo externos, por ejemplo por viento lateral.

[0065] Por el contrario, en la presente aeronave 1 pueden llevarse las palas de rotor 10 de la unidad de accionamiento 8 a la posición neutra, de modo que la unidad de accionamiento 8 no genere fuerza de sustentación y, por lo tanto, tampoco momento de alabeo.

[0066] Si por el contrario la aeronave 1 realiza un movimiento de alabeo debido a influencias externas, tal como se indica en las figuras 2b, 2c, entonces puede generarse rápidamente un momento de alabeo contrario mediante graduación de las palas de rotor 10 de la unidad de accionamiento 8. Para ello, la unidad de accionamiento 8 puede generar una fuerza de sustentación (Fig.2b) o una fuerza de descenso (Fig.2c).

[0067] Otra ventaja consiste en este caso en que la unidad de accionamiento 8 genera incluso en posición neutra de las palas de rotor 10 un par que contrarresta los pares de las unidades de accionamiento 5 y 7 y, de este modo, reduce un momento de guiñada que actúa sobre la aeronave 1. Aun así, no siempre podrá evitarse completamente un guiñada de la aeronave 1 en caso de fallo de una de las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8.

[0068] Si en caso de fallo de una o varias de las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 la fuerza de sustentación que se puede lograr por las unidades de accionamiento restantes no es suficiente para portar la aeronave 1, entra en consideración como medida adicional la denominada autorrotación, en la que se desactivan todas las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 y las palas de rotor de todas las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 se llevan a un ángulo de ataque negativo. Los rotores se accionan durante el vuelo descendente que se inicia entonces por el aire que fluye a través de los planos de los rotores. Justo antes del contacto con el suelo se ajusta entonces de nuevo un ángulo de ataque positivo para amortiguar la aeronave 1 y aterrizar la misma de forma controlada. Durante el vuelo descendente puede realizarse además dentro de ciertos límites una regulación de la actitud de vuelo a través de diferentes ángulos de ataque en las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 individuales.

[0069] Una autorrotación solo puede llevarse a cabo si en todas las unidades de accionamiento 5, 6, 7, 8 funciona la graduación de las palas de rotor 10. Para evitar incluso en caso de fallo de la graduación de las palas de rotor una caída, la aeronave 1 puede estar equipada con un sistema de rescate pasivo no representado, por ejemplo con un paracaídas de rescate.

[0070] En la figura 3 está representada otra aeronave 20. A diferencia de la aeronave 1 de las figuras 1 y 2, la aeronave 20 está equipada con ocho unidades de accionamiento 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28.

[0071] Gracias al mayor número de unidades de accionamiento, la aeronave 20 puede transportar cargas mayores que la aeronave 1. El modo de funcionamiento de las unidades de accionamiento 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 27 y las posibilidades de maniobra en caso de mal funcionamiento de unidades de accionamiento individuales corresponden a este respecto a las explicaciones relativas a la aeronave 1. Naturalmente, la aeronave 20 puede compensar en conjunto mejor el fallo de una o incluso varias unidades de accionamiento que la aeronave 1.

[0072] En las figuras 4 y 5 está representada otra unidad de accionamiento 30 para una aeronave. A diferencia de las unidades de accionamiento explicadas anteriormente, la unidad de accionamiento 30 presenta dos rotores 31, 32 que giran en funcionamiento en sentido opuesto. Esto está representado mediante las flechas 33, 34 en la figura 4.

[0073] La unidad de accionamiento 30 comprende, al igual que las unidades de accionamiento explicadas anteriormente, un anillo envolvente 35 que puede conectarse a través de un soporte 36 a la góndola de una aeronave no representada.

[0074] Dentro del anillo envolvente 25 está suspendida mediante tres puntales de soporte 37 una unidad de cubo 38. En la unidad de cubo 38 están dispuestos motores de accionamiento no representados para los rotores 31, 32.

[0075] El rotor superior 31 comprende tres palas de rotor 40, el rotor inferior 32 comprende tres palas de rotor 41. Como alternativa, cada uno de los rotores 31, 32 puede presentar otro número de palas de rotor, preferentemente no obstante al menos dos y como máximo seis. A este respecto, el número de las palas de rotor de ambos rotores 31, 32 puede ser igual o diferente.

[0076] Las palas de rotor 40, 41 son a su vez graduables en el ángulo de ataque. Los servomotores para la graduación de los ángulos de ataque de las palas de rotor 40, 41 pueden estar dispuestos asimismo en la unidad de cubo 38 y no están representados en el presente documento.

[0077] La unidad de accionamiento 30 puede generar, gracias a los dos rotores 31, 32, una fuerza de sustentación mayor que las unidades de accionamiento descritas anteriormente con únicamente un rotor. Una ventaja adicional consiste en que los pares de los rotores 31, 32 pueden compensarse mutuamente en gran parte, de modo que la unidad de accionamiento 30 no genera por defecto ningún momento de guiñada o solo uno muy reducido.

[0078] Los rotores 31, 32 son controlables de forma independiente entre sí en cuanto a la velocidad de giro y al ángulo de ataque de las palas de rotor 40, 41. De este modo pueden controlarse en amplios intervalos la fuerza de sustentación (o la fuerza de descenso) y el par resultante de la unidad de accionamiento 30, al mismo tiempo pueden coordinarse entre sí la velocidad de giro y el ángulo de ataque de los rotores 31, 32 de tal manera que se optimice el flujo de aire a través de la unidad de accionamiento 30.

[0079] En las figuras 6a a 6e está representado un posible perfil de una pala de rotor, por ejemplo de una pala de rotor 40.

[0080] La figura 6a muestra a este respecto la pala de rotor 40 en una vista superior, mientras que las figuras 6b a 6e representan perfiles de sección transversal de la pala de rotor 40 en los planos A, B, C, D.

[0081] Se puede ver que el perfil de sección transversal 42b de la pala de rotor 40 en el plano A está fuertemente abombado en el extremo del lado del cubo de la pala de rotor 40 y que el abombamiento de perfil 42c, 42d, 42e en los planos B, C y D disminuye en dirección al extremo exterior de la pala de rotor 40. Este cambio del perfil tiene en cuenta el hecho de que la velocidad periférica de la pala de rotor 40 aumenta hacia el exterior.

[0082] Además se puede ver que una cuerda de perfil 43b del perfil en el plano A está más inclinada con respecto a un plano de rotación de la pala de rotor 40 que las cuerdas de perfil 43c, 43d, 43e en los planos B, C y D. En el ejemplo representado, la inclinación del perfil en el plano A es de aproximadamente 5°, en el plano B, de aproximadamente 4°, en el plano C, de aproximadamente 3° y en el plano D, todavía de aproximadamente 2°. En consecuencia, la pala de rotor 40 presenta una torsión de aproximadamente 3°. A través de la torsión se tiene en cuenta asimismo la velocidad periférica de la pala de rotor 40 que aumenta hacia el exterior.

[0083] La pala de rotor 40 presenta en el ajuste representado en las figuras 6a a 6e un ángulo de ataque entre 5° y 2°, en donde un ángulo de ataque medio a lo largo de toda la longitud de la pala de rotor 40 es de aproximadamente 3,5°. En este ajuste, la pala de rotor 40 genera una fuerza de sustentación que depende de la velocidad de giro del rotor. Para aumentar la fuerza de sustentación puede graduarse el ángulo de ataque de la pala de rotor 40, por ejemplo hasta un ángulo de ataque medio de 12°. En este caso, el ángulo de ataque en el plano A es entonces de 13,5°, en el plano B, de 12,5°, en el plano C, de 11,5° y en el plano D, todavía de 10,5°.

[0084] Si la pala de rotor 40 no debe generar sustentación, entonces puede fijarse el ángulo de ataque medio en 0°, en donde en los planos A y B está presente un ángulo de ataque positivo de 1,5° o 0,5°, mientras que en los planos C y D está presente un ángulo de ataque negativo de -0,5° o -1,5°. Los ángulos de ataque opuestos a lo largo de la pala de rotor 40 garantizan por un lado que las fuerzas de sustentación y de descenso resultantes se anulen en gran parte. Por otro lado, en este ajuste sigue actuando sobre la pala de rotor 40 una fuerza de frenado considerable, de modo que el rotor sigue generando un par que puede utilizarse para el control de un momento de guiñada de la aeronave.

[0085] Para generar una fuerza de descenso se gradúa el ángulo de ataque de tal manera que a lo largo de toda la longitud de la pala de rotor 40 esté presente un ángulo de ataque negativo. Con un ángulo de ataque medio de -2°, por ejemplo, el ángulo de ataque en el plano A es de -0,5°, en el plano B, de -1,5°, en el plano C, de -2,5° y en el plano D, de -3,5°. Se muestra que debido a la torsión de la pala de rotor 40, ahora el valor del ángulo de ataque en el extremo exterior de la pala de rotor es mayor que en el extremo interior. Esto tiene como consecuencia que la eficiencia de la pala de rotor 40 con ángulos de ataque negativos esté reducida debido a la distribución desfavorable de las fuerzas a lo largo de la pala de rotor. Pero esto puede aceptarse en vista de las ventajas descritas anteriormente.

[0086] En las figuras 6a a 6e, la pala de rotor 40 presenta un perfil simétrico, es decir, el perfil por encima de la cuerda de perfil y el perfil por debajo de la cuerda de perfil presentan simetría especular entre sí. A diferencia de esto, la pala de rotor también puede presentar un perfil asimétrico. Una pala de rotor con perfil asimétrico ya puede generar sustentación cuando la cuerda de perfil discurre paralela al eje de rotación del rotor. Correspondientemente, la cuerda de perfil de una pala de rotor con perfil asimétrico discurre en su posición neutra en un ángulo con respecto al eje de rotación del rotor.

[0087] En la figura 7 está representado un módulo de accionamiento 100 que puede utilizarse para la construcción modular de una aeronave.

[0088] El módulo de accionamiento comprende en el ejemplo representado dos rotores 101, 102. El rotor 101 es accionado por un motor de accionamiento 103, los ángulos de ataque de las palas de rotor del rotor 101 se logran mediante un servomotor 104. Correspondientemente están previstos un motor de accionamiento 105 y un servomotor 106 para el rotor 102.

[0089] Un control de módulo 110 controla los motores 103, 104, 105, 106 en función de valores teóricos para la sustentación que debe suministrar el módulo de accionamiento 100 y un par que debe suministrar dado el caso el módulo de accionamiento. Los valores teóricos correspondientes los recibe el control de módulo 110 a través de una interfaz de datos 111 de un control central que no está representado en la figura 7.

[0090] Además, el módulo de accionamiento 100 puede presentar sensores para la actitud de vuelo, estos pueden ser, por ejemplo, un sensor de posición 112, por ejemplo un sensor GPS, un altímetro 113 y un sensor de inclinación 114. Los valores de medición de los sensores 112, 113, 114 pueden transmitirse por el control de módulo 110 a través de la interfaz de datos 111 al control central. Además, el control de módulo 110 puede enviar datos operativos a través de la interfaz de datos 111 al control central.

[0091] En la figura 8 está representada esquemáticamente una aeronave 150 construida de forma modular. La aeronave 150 comprende una góndola 151 que está conectada con seis módulos de accionamiento 152, 153, 154, 155, 156, 157. A este respecto, los módulos de accionamiento 152, 153, 154, 155, 156, 157 están realizados como el módulo de accionamiento 100 y no se describen de nuevo en este punto.

[0092] No está representada una conexión mecánica de los módulos de accionamiento 152, 153, 154, 155, 156, 157 con la góndola 151, puede realizarse mediante elementos de conexión mecánicos estandarizados. En la góndola 151 está previsto un control central 160 que está conectado con los módulos de accionamiento 152, 153, 154, 155, 156, 157 a través de una conexión de datos 161. En el caso de la conexión de datos 161 puede tratarse de un sistema de bus conocido, tal como por ejemplo un bus CAN o un bus de campo.

[0093] El control central 160 está además conectado con sensores de actitud de vuelo 162, 163, 164, en cuyo caso, como se ha descrito anteriormente en relación con la figura 7, puede tratarse de sensores de posición, sensores de altitud y sensores de inclinación.

[0094] El control central puede establecer, a partir de los datos de los sensores de actitud de vuelo 162, 163, 164 y de parámetros de rumbo predefinidos, valores teóricos para las fuerzas de sustentación y los pares que deben suministrarse por los módulos de accionamiento 152, 153, 154, 155, 156, 157 y envía los mismos a través de la línea de datos 161 a los correspondientes módulos de accionamiento 152, 153, 154, 155, 156, 157. Para ello, el control central 160 únicamente necesita saber cuántos módulos de accionamiento están conectados con la góndola 151 y en qué lugares están montados los mismos. Por el contrario, el control central 160 no necesita información detallada sobre la construcción de los módulos de accionamiento 152, 153, 154, 155, 156, 157 individuales, tales como por ejemplo el número de rotores y/o los campos de líneas características de las palas de rotor en cuanto a velocidad de giro, ángulo de ataque y fuerza de sustentación. Tales datos están almacenados en los controles de módulo de los módulos de accionamiento 152, 153, 154, 155, 156, 157.

[0095] Los módulos de accionamiento 152, 153, 154, 155, 156, 157 a este respecto se mantienen preparados con determinados valores característicos estandarizados y pueden combinarse según sea necesario. Por ejemplo pueden mantenerse disponibles módulos de accionamiento con radios de rotor de 1 m, 2 m y 3 m y opcionalmente con, en cada caso, uno o dos rotores por módulo.

[0096] Gracias a la correspondiente construcción modular puede ensamblarse rápidamente para una tarea de transporte determinada una aeronave 150 adaptada fijando el tipo y el número de los módulos de accionamiento mediante la fuerza de sustentación total necesaria. De este modo pueden simplificarse sustancialmente o incluso suprimirse por completo un complejo dimensionamiento individual de las unidades de accionamiento así como una parametrización correspondiente del control de la aeronave 150.

[0097] El concepto de control descrito en el presente documento para una aeronave construida de forma modular debe entenderse únicamente como ejemplo, también pueden aplicarse conceptos de control alternativos.

[0098] No está representado el suministro de energía de los módulos de accionamiento 100, 152, 153, 154, 155, 156, 157. Este puede realizarse o bien a partir de una unidad de suministro de energía central o bien cada módulo 100, 152, 153, 154, 155, 156, 157 puede presentar un suministro de energía propio. Como unidad de suministro de energía se consideran, por ejemplo, baterías o acumuladores.

Claims (10)

1. REIVINDICACIONES

1. Aeronave que comprende una góndola (2, 151), al menos tres unidades de accionamiento (5, 6, 7, 8, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 30), que están dispuestas alrededor de la góndola (2) de tal manera que abarcan una superficie, y un control central (160); en donde cada unidad de accionamiento (5, 6, 7, 8, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 30) comprende al menos un rotor (31, 32, 101, 102) con un eje de rotación que discurre esencialmente perpendicular a la superficie abarcada por las unidades de accionamiento (5, 6, 7, 8, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 30) y en donde

cada rotor (31, 32, 101, 102) presenta al menos dos, preferentemente al menos tres palas de rotor (10, 40, 41), cuyo ángulo de ataque α es graduable operativamente en un intervalo angular predefinido,

en donde el intervalo angular predefinido incluye un ángulo de ataque en el que una pala de rotor (10, 40, 41) no genera sustentación independientemente de una velocidad de giro del rotor (31, 32, 101, 102) (α = 0°); y

en donde cada unidad de accionamiento está construida como módulo de accionamiento (100, 152, 153, 154, 155, 156, 157) autónomo, que comprende lo siguiente:

- al menos un motor de accionamiento (103, 105) para el al menos un rotor (31, 32, 101, 102),

- al menos un servomotor (104, 106) para ajustar el ángulo de ataque de las palas de rotor (10, 40, 41),

- un control de módulo (110) para el al menos un motor de accionamiento (103, 105) y el al menos un servomotor (104, 106) y

- una interfaz de datos (111) para una comunicación entre el control de módulo (110) y el control central (160);

caracterizada por queel control central está preparado para establecer, a partir de parámetros de rumbo predefinidos y datos de sensores de actitud de vuelo (112, 113, 114, 162, 163, 164) valores teóricos para las fuerzas de sustentación y los pares que se deben suministrar por los módulos de accionamiento (100, 152, 153, 154, 155, 156, 157) y transmitir los mismos a los módulos de accionamiento (100, 152, 153, 154, 155, 156, 157) a través de la interfaz de datos y en donde el control de módulo (110) está preparado para controlar los motores de accionamiento (103, 105) y los servomotores (104, 106) en función de los valores teóricos para las fuerzas de sustentación y los pares que se deben suministrar por el módulo de accionamiento (100, 152, 153, 154, 155, 156, 157).

2. Aeronave según la reivindicación 1,caracterizada por queel intervalo angular predefinido incluye ángulos de ataque en los que una pala de rotor (10, 40, 41) genera sustentación negativa (α < 0°).

3. Aeronave según la reivindicación 2,caracterizada por queel intervalo angular predefinido incluye ángulos de ataque entre -5° y 10°.

4. Aeronave según la reivindicación 3,caracterizada por queel intervalo angular predefinido incluye ángulos de ataque entre -12° y 12°.

5. Aeronave según una de las reivindicaciones precedentes,caracterizada por quelos rotores (31, 32, 101, 102) presentan un radio de al menos 1 m.

6. Aeronave según la reivindicación 5,caracterizada por quelos rotores (31, 32, 101, 102) presentan un radio de al menos 2 m.

7. Aeronave según una de las reivindicaciones precedentes,caracterizada por quelas unidades de accionamiento (5, 6, 7, 8, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 30) presentan en cada caso un anillo envolvente (11, 35).

8. Aeronave según una de las reivindicaciones precedentes,caracterizada por quelas palas de rotor (10, 40, 41) presentan una torsión de como máximo 5°.

9. Aeronave según una de las reivindicaciones precedentes,caracterizada por quecada unidad de accionamiento (30) presenta dos rotores coaxiales (31, 32, 101, 102) con sentido de giro opuesto.

10. Aeronave según una de las reivindicaciones precedentes,caracterizada por quela velocidad de giro y el ángulo de ataque de las palas de rotor (10, 40, 41) pueden controlarse por separado para cada unidad de accionamiento (5, 6, 7, 8, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 30).