ITBR20060004A1

ITBR20060004A1 - Aeroplano covertibile

Info

Publication number: ITBR20060004A1
Application number: IT000004A
Authority: IT
Inventors: Maio Gaetano Di; Pavel Miodouchevski
Original assignee: Maio Gaetano Di; Pavel Miodouchevski
Priority date: 2006-03-24
Filing date: 2006-03-24
Publication date: 2007-09-25
Also published as: CN101437720A; EP1999016A1; EP1999016B1; ATE456510T1; AU2007230629A1; DE602007004575D1; US20090261209A1; RU2008142099A; WO2007110833A1

Description

DESCRIZIONE dell’invenzione avente per TITOLO:

“AEROPLANO CONVERTIBILE"

La presente invenzione è relativa al campo dell’aviazione generale è può essere applicata indistintamente sia per aerei convenzionali con pilota a bordo, sia per aerei altamente automatizzati senza pilota a bordo (UAV.UCAV.UAS)

Nel campo dell’aviazione è noto l'aeroplano convertibile V22 Osprey sviluppato dalle industrie aeronautiche Bell Helicopter Textron e Boeing ( Aviation Week & Space Tecnology,january 2,2006 page 56)

Bell Helicopter -Textron hanno inoltre anche sviluppato un aereo senza pilota UAS TR918 Eagle Eye il quale ha uno schema aeromeccanico simile al V22 Osprey (Aviaton Week & Space Technology, february 6, 2006, page 36).

Gli svantaggi di un aeroplano convertibile tipo V22 Osprey, sono i seguenti:

a) i due pesanti motori sono installati ognuno alle estremità alari, l’apertura alare è uguale alla distanza tra asse e motori questo fatto richiede una grande rigidità della struttura alare aumentando considerevolmente il peso della struttura.

b) I motori dell’ V22 Osprey , ed i rotori del TR918 Eagle Eye devono essere sincronizzati attraverso una trasmissione meccanica posta nella struttura alare, che aumenta il peso dell’ intera struttura.

c) Motori e rotori sono posti al termine di ogni ala. motori .rotori e la trasmissione sono sorgente di potenti vibrazioni e del rumore.

d) Il sistema tipo Osprey non consente d garantire la stabilità e la sicurezza di volo in caso di malfunzionamento e/o rottura di un rotore ( motore ).

e) L’apertura alare in questo sistema aeromeccanico del tipo Osprey deve essere forzatamente non estesa sopra un certo limite.se l’apertura alare supera questo limite il problema delle vibrazioni aeroelastiche diventa non risolvibile

f) Il sistema tipo Osprey non ha capacità di volare od atterrare a velocità relativamente bassa come può fare un aereo di schema normale

La presente invenzione ha l’obiettivo di risolvere problematiche tecniche dell’aeroplano convertibile e provvedere con schema aeromeccanico del convertiplano quale libera dagli svantaggi sopramenzionati.

Tale problema viene risolto principalmente da un apparato secondo la rivendicazione 1. La presente invenzione fornisce alcuni rilevanti vantaggi. Uno dei vantaggi principali è che l’invenzione consente di aumentare l'efficienza e la sicurezza dell’aeroplano convertibile. La presente invenzione prevede che il baricentro del motore con rotori coassiali coincida con il baricentro dell’aeroplano convertibile. Apertura e superfìcie alare del convertiplano possono essere progettati e costruiti in corrispondenza delle caratteristiche desiderate: velocità, distanza e altitudine di volo, di decollo e di atterraggio

Altri vantaggi , caratteristiche e modalità di impiego della presente invenzione risulteranno evidenti dalla seguente dettagliata descrizione di alcune sue forme di realizzazione presentate a scopo esemplificativo e non limitativo

Verrà fatto riferimento alle figure dei disegni allegati in cui :

La Figura 1 mostra una vista in pianta di una prima forma di realizzazione dell’aeroplano convertibile con ala triangolare;

La Figura 2 mostra una vista in pianta e una vista in sezione trasversale dell’apparato propulsivo dell’aeroplano convertibile;

Le Figure 3 e 4 mostrano rispettivamente una vista frontale e una vista laterale dell’aeroplano convertibile di Figura 1 ;

La Figura 5 mostra una vista in pianta di una seconda forma di realizzazione dell’aeroplano convertibile con ala triangolare;

Le Figure 6 e 7 mostrano rispettivamente una vista frontale ed una vista laterale di una seconda forma di realizzazione dell’aeroplano convertibile di Figura 5;

Le Figure 8 e 9 mostrano rispettivamente una vista frontale ed una vista in pianta di una terza forma di realizzazione dell’aeroplano convertibile; La Figura 10 mostra una vista in pianta ed una vista in sezione trasversale dell’apparato propulsivo dell’aeroplano convertibile con motore turboelica;

La Figura 10a mostra una vista in direzione A dell’apparato propulsivo di Figura 10;

la Figura 11 mostra una schematica vista in pianta dei gruppi elettrogeni, e dei dispositivi di azionamento dell’apparato propulsivo dell’aeroplano convertibile;

La Figura 12 mostra una vista laterale dell’aeroplano convertibile con le schematiche delle forze aerodinamiche;

Le Figure 13 e 14 mostrano rispettivamente: una vista in pianta ed una vista laterale di una forma di realizzazione dell’aeroplano convertibile con tre fusoliere.

Con riferimento alle Figure da 1 a 4, osserviamo una prima forma di realizzazione dell’aeroplano convertibile con ala triangolare che comprende principalmente:

un ala triangolare 1, una fusoliera anteriore12,due derivel 3, ognuna con timone di direzione18,timone di profondità14 realizzato in due sezioni, i quali possono servire anche da alettoni, due gondole 15 comprendenti i carrelli principali 20 e dispositivi elettromeccanici di controllo. L’ala 1 ha un foro circolare 2 con il centro corrispondente con il baricentro dell’aeroplano. All’interno del foro 2 è sospeso un anello esterno 4, alle cerniere orizzontali e trasversali 3. All’interno dell’anello esterno 4, è sospeso l'anello aspiratore d'aria 6 alle cerniere longitudinali 5.

Al centro dell’anello 6 è posta la gondola 9 del propulsore la quale è fissata alla struttura delle travi profilate 7 e 8. L’asse delle travi profilate 7 e 8, sono sostanzialmente perpendicolari. Le travi 7 e 8 sono rigidamente collegate con l’anello 6. Con riferimento alla Figura 2 l’aeroplano convertibile ha due rotori coassiali controrotanti 10 e 11. Ogni rotore dispone di elica a quattro pale con passo variabile. L’anello esterno 6 può essere installato con l’ausili si apparati elettromeccanici all’ angolo ω rispetto al piano XZ dell’ala 1 . l’angolo ω è l’angolo tra vettore di propulsione (spinta) in piano XY ed asse Y perpendicolare al piano XZ dell’ala 1. Per il decollo verticale ω =0. Per volo a regime di massima velocità ω= 90°. Teoricamente le variazioni d’angolo ω può essere dal O a ± 180°. Il vettore di propulsione (spinta) può essere inclinato con l’ausilio di meccanismi elettromeccanici all’ angolo γ in piano YZ rispetto all’asse Y. Il controllo degli angoli ω e γ del vettore di propulsione provvedono al significativo incremento di stabilità e manovrabilità dell’aeroplano convertibile in tutti i regimi di volo: al regime elicottero ed al regime di aeroplano . Il grande vantaggio dell’aeroplano convertibile secondo la presente invenzione, è che.il vettore di propulsione (spinta) passa sempre attraverso il baricentro dell’aeroplano mentre la direzione di questo vettore è variabile. Gli alettoni16 e 17 alla trave 7 e 8 servono per un preciso controllo dell’aeroplano durante il decollo e l’atterraggio verticale e durante il volo a bassa velocità, al quale altri mezzi di controllo aerodinamici non sono efficaci. L’aeroplano convertibile in forma di realizzazione corrispondente alle Figure da 1 a 4 può decollare ed atterrare come elicottero e può volare come aeroplano alla massima velocità in posizione ω = 90° (Figura 3). Le Figure 5,6,7, mostrano rispettivamente una vista in pianta, una vista frontale ed una vista laterale dell’aeroplano convertibile con due piloni 21 installati sull’ala sopra la gondola 15;in questa forma di realizzazione dell’aeroplano convertibile, l’asse delle cerniere trasversali 3 è rialzata rispetto al piano dell'ala 1, cosi ché l’anello esterno 4 in posizione verticale (ω= 90°) ha un interstizio garantito rispetto al suolo come mostrato alle Figure 6 e 7. In questa forma di realizzazione l’aeroplano convertibile può decollare ed atterrare come un aeroplano convenzionale, questo si rende utile per trasportare grossi carichi. L’aeroplano convertibile secondo la qui presente invenzione può volare con un grande angolo di attacco, in quanto, i rotori in posizione (ω= 90°) provvedono a convogliare l’aria in quantità sufficiente veloce sulla superficie superiore dell'ala 1 per prevenire la separazione del flusso d’aria dalla superficie dell’ala 1. Aeroplano convertibile in forma di realizzazione mostrata nelle Figure 5 e 6 può eseguire il decollo e l’atterraggio a corta distanza posizionando il rotore all’angolo ω= 90°-110°. Le Figure 8 e 9 mostrano rispettivamente: una vista frontale ed una vista in pianta di una forma di realizzazione dell’aeroplano convertibile per voli di lunga distanza e/o grande durata di volo e/o possibilità di trasporto di carico elevato. In questa forma di realizzazione dell'aeroplano convertibile, comprende una seconda ala 22 con apertura alare più grande: la parte sinistra e destra dell’ala 22 sono collegate con la struttura dei piloni 21 attraverso delle cerniere 46 le quali servono per la regolazione del calettamento dell’ala 22 rispetto al piano dell’ala 1. elettromeccanismi 47 servono per il controllo per il controllo del calettamento dell’ala 22. L’ala triangolare 1 in questa forma di realizzazione dell’aeroplano convertibile, può avere l’apertura alare meno estesa (Figura 5 ) rispetto alle due prime forme dell’ aeroplano convertibile Figura. 1 e 5 . L’ala 1 alla Figura 9 ha il timone di profondità 14 ed alettoni 23 posti sull’ala 22. Le Figure 10 e 10a mostrano un disegno schematico di installazione di motore tipo turboelica fissato alla struttura profilata delle travi 7 e 8. 24 compressore assiale, 25 turbina, 7 condotti del gas di scarico all’interno della struttura della trave, 27 camera di uscita settoriale dei gas di scarico. La Figura 10a mostra una vista in direzione A (Fig. 10) dove ci sono quattro camere 27 per l'uscita dei gas di scarico nella struttura dell’anello 6 . L’angolo γ non deve superare i 30° di inclinazione per eliminare le probabilità di contatto delle superfici dell’ala 1 con i gas di scarico. Le superfici dell’ala 1 , in questa configurazione sono separati dai gas di scarico dal grande strato d’aria generato dalle eliche. La Figura 11 mostra una schematica vista in pianta dell’impianto di propulsione con motore elettrico installato nella gondola 33, dei rotori coassiali controrotanti 11 e 12. All’interno delle gondole dei piloni 21 sono installati due gruppi elettrogeni 29 (motore) - 30 (generatore), i cavi elettrici passano all’interno della struttura della trave profilata 8 e si uniscono al motore elettrico della gondola 33 . Motori elettrici 32 e riduttori 31 servono per il controllo dell’angolo ω del vettore di propulsione (spinta). Simili meccanismi elettromeccanici, i quali servono per il controllo dell’angolo γ .sono installati nella struttura dell’anello esterno 4. L’uso del motore elettrico per propulsore può significativamente fare diminuire peso all’aeroplano, semplificare il controllo del propulsore ed aumentare la sicurezza in volo in quanto in caso di rottura di uno dei due gruppi elettrogeni non crea nessun serio pericolo al volo dell’aeroplano.

La Figura 12 mostra uno schema aerodinamico dell’aeroplano convertibile:

Yw- portanza dell’ala 22,

Xw- resistenza aerodinamica dell’ala 22,

Ya e Xa sono rispettivamente portanza e resistenza aerodinamica dell’ala 1

Yf e Xf sono rispettivamente portanza e resistenza aerodinamica della fusoliera anteriore 12 con parte anteriore dell’ala 1.

G - peso dell’aeroplano

13 - deriva con timone di direzione 18.

u∞- velocità relativa dell’aria in volo.

αf- angolo di attacco dell'ala 1 .

αw- angolo di attacco dell’ala 22.

T- vettore di propulsione (spinta),

β=αf- αw

Durante il volo tutte le aerodinamiche, inerziale, spinta e peso stanno in equilibrio. Aeroplano convertibile secondo la presente invenzione, il quale può volare a bassa velocità u. al grande angolo αfproducendo sufficiente portanza in quanto la superficie superiore dell' ala 1 rimane sotto il flusso d’aria dell’elica con velocità ur, e l’ala 22 rimane all’ angolo di attacco con ottimale αwil quale è di molto inferiore a αf. Le Figure 13 e 14 mostrano rispettivamente una vista in pianta ed una vista laterale dell’aeroplano convertibile con cabine dei passeggeri, in cui;

35-cabina di pilotaggio,

36,39- cabine passeggeri,

39- compartimento per gruppo elettrogeno,

37- fusoliera laterale,

1- ala con piccola apertura,

22- ala con grande apertura,

4 e 6- rispettivamente anello esterno ed anello aspiratore d’aria del propulsore (rotori coassiali),

13- deriva,

18- timone di direzione,

40- impennaggio orizzontale,

41- timone di profondità,

42,43- rispettivamente porta anteriore e porta posteriore,

44,45- finestre delle cabine dei passeggeri.

In questa forma di realizzazione l'aeroplano convertibile ha tre fusoliere: una fusoliera anteriore con due fusoliere laterali (37) con compartimenti per gruppi elettrogeni (38) e con cabine (39) dei passeggeri. Le tre fusoliere dell’ aeroplano sono dimensionate in modo che il baricentro dell’ aeroplano coincida con il centro dell'impianto propulsivo (anelli 4 e 6). L’apertura dell'ala 1 è uguale al diametro dell'anello 4 dell’impianto propulsivo. Le più importanti caratteristiche dell’ aeroplano convertibile possono essere calcolate per ognuna delle sue forme di realizzazione sopra menzionate. La spinta dell' impianto propulsivo può essere calcolata con la seguente formula:

Τ=χ1ρω<2>D<4>, in kg

In cui:

p - densità d’aria all'altitudine di volo, (kgsec<2>/m<4>)

ω - velocità angolare dei rotori, (rad/sec)

D - diametro del rotore, (m)

X1 - coefficiente non dimensionale, il quale dipende dalle caratteristiche aerodinamiche del rotore.

La potenza del motore necessaria per produrre la spinta T può essere calcolata con la Formula seguente:

W= χ2ρω<3>D<5>, (kgm/sec)

in cui:

χ2- coefficiente non dimensionale, il quale dipende da fa e altre caratteristiche aerodinamiche dei rotori. Durante la fase di decollo verticale T=G, dove G è il peso dell’aeroplano.

W/G-W/T- χ3ωD

Dove X3= X1 /X2.

Nell Aerospace Source Book 2006 {Aviation Week & Space Technology, January 16, 2006), sono stati pubblicati tutti I dati tecnici riguardanti elicotteri e tilt rotors contemporanei. Analizzando questi dati noi possiamo concludere che statisticamente che per elicotteri pesanti e di medio peso W/G ≈37,5 m/sec. Per elicotteri leggeri W/G≈22, 5 m/sec. Questi dati corrispondono ω =12 1/sec o frequenza f=2 giri al secondo(120 giri al minuto). Un altro interessante parametro è il carico per unità d’aria del rotore:

p=4G/πD<2>, (kg/m<2>)

Analizzando I dati nel Aerospace Source Book 2006 noi possiamo concludere che statisticamente per elicotteri pesanti e elicotteri di medio peso p ≈40 kg/m<2>; per elicotteri leggeri p ≈20 kg/m<2>; per Osprey V22 p ≈120 kg/m<2>; per BA609 p ≈80 kg/m<2>. Il convertiplano BA609 ha il rotore con D = 8m ed un peso G = 7476 kg.

Il convertiplano V22 ha il rotore con D =11 ,4m,ed un peso G = 24475kg. Dalle formule precedenti segue

P=4G/πD<2>=4T/πD<2>=(4 χ1p /π)(ωD)<2>

Dai dati statistici noi abbiamo visto che il valore (ωD) è costante per classe di appartenenza del tipo di elicottero. ( ωD ) più grande per elicotteri più pesanti perché cresce il diametro del rotore D .

I rotori dei convertiplani V22 e BA 609 hanno rispettivamente un diametro D più piccolo del diametro del rotore per elicottero. Per soddisfare il valore del parametro (p), il quale è molto più grande rispetto a questo parametro per gli elicotteri, i rotori di questi convertiplani hanno un più alto valore del parametro ω (ω ≈25 1/sec). L'aeroplano convertibile secondo presente invenzione nella forma di realizzazione mostrata alle Figure 13,14 può avere parametro ω e D simile a quello per elicottero pesante. In forma di realizzazione di aeroplano leggero UAV/ UCAV corrispondente alle Figure 1,3,4 e 5,6,7, e 8,9, l'aeroplano convertibile può avere un più piccolo diametro del rotore e maggiore velocità angolare ω. La tabella 1 mostra le potenziali caratteristiche dell'aeroplano convertibile in diverse forme di realizzazione.

Tabella 1

Dai dati della tabella 1 segue che l’aeroplano convertibile in tutte le sue forme di realizzazione ha caratteristiche tecniche molto più vantaggiose rispetto agli aeromobili contemporanei.

Claims

RIVENDICAZIONI 1. aeroplano convertibile comprendente: una fusoliera anteriore (12),un ala triangolare (1) con foro circolare (2) il quale coincide al centro con il baricentro dell’ aeroplano convertibile, all’interno del foro (2)sono installati : rotori coassiali controrotanti (10 e 11), l'asse dei rotori coassiali (10 e 1 1) coincide con il baricentro dell' aeroplano convertibile, alla gondola del motore principale (9) sono collegati i rotori, la gondola (9) è fissata attraverso due travi profilate (7 e 8) all'anello con funzione di aspiratore d’aria (6) il quale è connesso con la struttura dell’ala triangolare (1) attraverso un sistema di sospensione cardanica, la quale include; l’anello esterno circolare (4) il quale è sospeso alle due cerniere (3) alla struttura alare (1) attraverso un sistema di sospensione cardanica, la quale include; l’anello circolare esterno (4) sospeso con le due cerniere (3) alla struttura alare (1), l'asse delle due cerniere trasversali (3) passa attraverso il baricentro dell’ aeroplano in direzione perpendicolare rispetto all’asse longitudinale dell’aeroplano, l’anello aspiratore d’aria (6) è sospeso all’anello circolare (4) ed alle due cerniere longitudinali (5), l’asse delle cerniere longitudinali (5) è sostanzialmente perpendicolare all’asse delle cerniere (3), l’asse delle cerniere (3 e 5) sono connessi con riduttori (31 ) e motori elettrici (32).
2. Aeroplano convertibile secondo la rivendicazione precedente, comprendente:alettoni (17 e 18) installati alle travi (7 e 8) è collegati con mezzi di controllo installati nella gondola (9) del motore principale.
3. Aeroplano convertibile secondo la rivendicazione precedente, in cui le cerniere trasversali (3) sono installate su due piloni (21) posti al di sopra dell'ala (1) a distanza sufficiente per avere uno spazio garantito tra l'anello circolare esterno (4) posto in posizione verticale rispetto al suolo.
4. Aeroplano convertibile secondo la rivendicazione precedente, in cui la seconda ala (22) con apertura alare maggiorata di forma trapezoidale, è fissata al pilone (21) attraverso un asse trasversale.
5. Aeroplano convertibile secondo la rivendicazione precedente, in cui la seconda ala (22), è connessa con il pilone (21) attraverso la cerniera trasversale (Y7) collegata con il dispositivo d’azionamento (Y7)
6. Aeroplano convertibile secondo le rivendicazioni ( 1-2-3-4-5), in cui il motore principale è un motore del tipo turboelica comprendente: compressore (24), turbina (25) e condotta dei gas di scarico (26) i quali passano all'interno della struttura profilata del trave (7), l’uscita dei gas di scarico (27) è posta nel settore identificabile con l’angolo (X.a) ± 30° rispetto all’asse della struttura profilata (7) all’interno dell’anello aspiratore d'aria (6).
7. Aeroplano convertibile secondo le rivendicazioni (1-2-3-4-5), in cui il motore principale dei rotori (10 e 1 1) e del motore elettrico (33), il quale e connesso elettricamente (34) con due gruppi elettrogeni (motore 29 e generatore 30) installati rispettivamente nelle gondole dei piloni (21)
8. Aeroplano convertibile secondo delle rivendicazioni (1-2-3-4-5 e 6-7), in cui al posto dei piloni (21) sono installate due fusoliere laterali con due derive (13)collegate tra di loro attraverso l’impennaggio orizzontale (40), installato sopra le derive (19), una fusoliera anteriore (12) la quale comprende ; cabina di pilotaggio (35) .cabina passeggeri (36) carrello d’atterraggio anteriore ( ?); ogni fusoliera laterale comprende un compartimento per gruppo elettrogeno (38) e cabina passeggeri(39), carrelli d'atterraggio principali (20).
9. Aeroplano convertibile secondo la rivendicazione (8) in cui la fusoliera anteriore eie fusoliere laterali hanno fondo a tenuta stagna per consentire la traslazione dell’ aeromobile in acqua.
10. Aeroplano convertibile secondo delle rivendicazioni (8 e 9), in cui la cabina dei passeggeri (36 e 39) sono trasformabili in trasporto cargo e/o cisterna e/o idonei dispositivi di prelievo di liquidi per operazioni antincendio.