ITMI20130088U1 - Aeromobile avente una configurazione alare a lambda - Google Patents

Description

Descrizione

Campo dell'invenzione

La presente invenzione si riferisce a un aeromobile avente una disposizione delle ali definente una scatola o telaio chiuso che riduce la resistenza indotta dalla portanza e che fornisce una efficienza strutturale migliorata dell'aeromobile così come una riduzione del rumore del motore percepito a terreno.

Contesto

L'efficienza economica è un aspetto importante della tecnica per quanto riguarda la progettazione di aeromobili. Recentemente l'impatto ambientale dell'aeromobile è inoltre diventato un fattore importante nel processo di progettazione. In generale si può dire che l'efficienza sia economica sia ambientale vengono migliorate quando l'aeromobile ha un basso consumo di carburante. I fattori di maggiore contributo per ridurre il consumo di carburante di un aeromobile sono: la minore resistenza aerodinamica, il minore peso strutturale e la maggiore efficienza propulsiva.

La resistenza aerodinamica di un aeromobile può essere interpretata come l'energia per unità di lunghezza che l'aeromobile trasferisce all'aria in cui si sposta ed è, di fatto, la forza che si oppone al movimento dell'aeromobile che la spinta fornita dal sistema di propulsione deve uguagliare in un volo stabile e a livello.

Vari fenomeni fisici contribuiscono alla generazione di resistenza aerodinamica dando origine a varie forme di resistenza analizzate nel processo di progettazione dell'aeromobile;

- Resistenza frizionale, prodotta dal trasferimento di energia cinetica allo strato limite o aria che circonda il rivestimento dell'aeromobile e che diventa la scia di aria turbolenta che il veicolo lascia dietro di sé. La resistenza frizionale aumenta con il quadrato della velocità ed è proporzionale all'area umida, che è l'area di superficie del rivestimento dell'aeromobile esposto al flusso d'aria esterno. Al fine di ridurre la resistenza frizionale è desiderabile ridurre l'area umida dell'aeromobile.

-Resistenza indotta o resistenza indotta dalla portanza è una forza di resistenza che si verifica ogni qualvolta che un oggetto mobile di dimensione finita reindirizza il flusso di aria che lo raggiunge. Questa forza di resistenza avviene tipicamente nell'aeromobile per via del fatto che le ali reindirizzano l'aria in arrivo verso il basso per produrre la portanza. Con altri parametri che rimangono invariati, quando aumenta l'angolo di attacco dell'aeromobile, viene aumentata anche la resistenza indotta.

La forza di portanza dell'aeromobile viene prodotta mediante accelerazione del flusso di aria sulla superficie superiore di un'ala, creando in tal modo una differenza di pressione tra l'aria che scorre sulle superfici superiore e inferiore dell'ala. Su un'ala di apertura finita, alcuni flussi di aria intorno all'estremità alare dalla superficie inferiore alla superficie superiore producono vortici di estremità alare che seguono dietro le ali dell'aeromobile. L'energia cinetica assorbita dai vortice dell'estremità alare viene infine estratta dal sistema di propulsione dell'aeromobile e pertanto costituisce una forma di resistenza. Questi vortici di estremità alare modificano inoltre il flusso di aria intorno a un'ala, in confronto a un'ala di apertura infinita, riducendo l'efficacia dell'ala nella generazione della portanza, richiedendo quindi un angolo di attacco maggiore per compensare e inclinare le forze aerodinamiche totali all'indietro. La resistenza indotta sui profili aerodinamici è inversamente proporzionale al quadrato della velocità dell'aria, ossia se la velocità dell'aeromobile aumenta, la resistenza indotta viene ridotta sui profili aerodinamici quando la massa totale di aria deviata dall'ala per unità di tempo viene aumentata.

La resistenza indotta dipende, da un lato, dalla forma piana dell'ala e, dall'altro, dalla velocità dell'aeromobile. Un'ala con rapporto di aspetto elevato, ossia un'ala che è lunga e sottile produce una minore resistenza indotta. Tuttavia, in queste ali lunghe e sottili le forze di portanza creano grandi carichi a sbalzo e pertanto grandi momenti di piegamento, specialmente in corrispondenza delle radici di ala, che portano a un maggiore peso strutturale di ala e aeromobile.

Il peso maggiore delle ali sottili ha portato nei primi giorni dell'aviazione ad aeromobili comprendenti profili aerodinamici multipli rinforzati da montanti e cavi, che costituiscono un comune modello di biplano. Con la disponibilità di nuovi materiali, il modello di aeromobile nella configurazione di monoplano, con i rapporti di aspetto dell'ala nell'ordine di 10, come compromesso tra la resistenza indotta bassa e un peso strutturale accettabile.

-Resistenza di Onda o Comprimibile. I moderni aeromobili ad alta velocità viaggiano a velocità vicine alla velocità del suono, intorno a Mach 0.8, ossia otto decimi della velocità del suono. A queste velocità elevate il flusso di aria viene accelerato dalla forma del profilo aerodinamico che può portare a velocità di flusso locale molto vicine o superiori alla velocità dell'aeromobile, che a sua volta produce una perdita di energia cinetica dovuta agli effetti irreversibili nella compressione ed espansione dell'aria. Questa è un'altra forma di resistenza aerodinamica, particolare del volo a velocità vicine o superiori alla velocità del suono, nota come resistenza d'onda o comprimibile per via degli effetti di compressione. E' ben noto sin dalla metà del 20° secolo che la resistenza d'onda può essere significativamente ridotta mediante la progettazione delle ali con freccia alare, così che il flusso di aria locale avviene intorno a un profilo aerodinamico di uno spessore apparente ridotto dal coseno dell'angolo di freccia, mentre strutturalmente l'ala si comporta come avente il suo reale spessore.

Quando l'aeromobile deve fornire abbastanza portanza aerodinamica per sostenere il suo peso in volo stabile, è chiaro che, per una data configurazione di aeromobile e carico utile, aeromobili più pesanti avranno maggiore resistenza e quindi maggiore consumo di carburante, essendo l'efficienza strutturale o la leggerezza una caratteristica di modello auspicabile al fine di migliorare l'efficienza economica dell'aeromobile.

Una misura dell'efficienza propulsiva globale del gruppo motopropulsore dell'aeromobile è la massa di carburante richiesto per fornire una data forza di spinta per unità di tempo. Per i motori termici utilizzati in aeronautica, per esempio turbojet, turboventole, prop-fan, turboelica, motori a pistoni ecc..., l'efficienza propulsiva globale dipende dal modello di macchinario interno e temperature operative del ciclo termodinamico del motore ma anche inversamente dal rapporto della velocità dei gas di scarico rispetto alla velocità dell'aeromobile. Pertanto, al fine di incrementare l'efficienza propulsiva di un motore di aeromobile è desiderabile incrementare il diametro degli elementi che impartiscono un momento lineare all'aria, per esempio, elica, ventola, ventola non intubata, così che per una data forza di spinta, ossia trasferimento di momento per unità di tempo, il flusso di massa viene incrementato e la velocità di scarico viene ridotta. Questo ha portato a un incremento continuo del diametro dei motori dell'aeromobile durante gli ultimi decenni, a un punto in cui sta diventando difficile posizionare i motori nella classica posizione sotto le ali.

Una considerazione aggiuntiva riguardante l'efficienza ambientale di un aeromobile è una segnatura di rumore che produce lungo il suo percorso di volo, in particolare nelle fasi di decollo e atterraggio, in cui l'aeromobile è più vicino a terra. L'incremento del diametro degli elementi di propulsione aiuta inoltre a ridurre il rumore emesso dal motore. Possono essere ottenute riduzioni di rumore percepito aggiuntive se il rumore irradiato dai motori può essere schermato dalla struttura dell'aeromobile.

Un tipico aeromobile di trasporto ad alta velocità di grandi dimensioni moderno tende a essere della configurazione monoplano, con una singola ala o profilo aerodinamico di un rapporto di aspetto intorno a 10 e angoli di freccia dell'ala intorno a 30 - 40 gradi, con motori di grandi dimensioni appesi dalla parte inferiore delle ali o fissati alla porzione posteriore della fusoliera. Questa configurazione si è evoluta durante gli ultimi decenni ed è altamente ottimizzata. Tuttavia, sulla base della precedente descrizione, è evidente che potrebbero essere possibili ulteriori miglioramenti in termini di consumo di carburante se potesse essere aumentato il rapporto di aspetto delle ali senza una eccessiva penalizzazione riguardante il peso, o se l'area umida totale dell'aeromobile potesse essere ri dotta, per esempio rimuovendo gli elementi di stabilizzazione nell'impennaggio che non contribuiscono direttamente alla generazione della portanza. L'efficienza propulsiva globale potrebbe essere inoltre incrementata se la configurazione dell'aeromobile potrebbe accogliere motori di diametro grande.

Analogamente, un miglioramento progettuale potrebbe essere associato a una riduzione del rumore percepito a terra, ottenuto da motori di diametro grande o mediante una configurazione di aeromobile che aiuta a schermare il rumore del motore da terra.

Vari inventori hanno contribuito allo sviluppo di concetti di aeromobile che aspirano a ottenere alcuni dei miglioramenti progettuali dell'aeromobile elencati sopra.

Per esempio, il documento WO 2004/074093 divulga un aeromobile del tipo a scatola alare piegata comprendente ali con angolo negativo connesse alla porzione superiore posteriore di fusoliera, le ali con angolo di freccia invertito essendo connesse alla porzione inferiore anteriore della fusoliera, così che questa configurazione di ala definisce un canale aerodinamico destinato a fornire la stabilità del volo statico dell'aeromobile. Il merito di questa configurazione è che entrambe le ali contribuiscono alla generazione della portanza, rimuovendo in tal modo le superfici di stabilizzazione orizzontale della configurazione classica, le dette superfici, sebbene forniscano stabilità, contribuiscono ad aumentare la resistenza frizionale. Inoltre, quando le ali sono unite in corrispondenza delle estremità, i vortici di estremità di ciascuna ala tendono ad annullarsi reciprocamente, il che riduce la resistenza indotta del sistema di portanza dei profili aerodinamici. Dal punto di vista strutturale, l'unione delle ali in corrispondenza dell'estremità fornisce un supporto torsionale reciproco tra le ali, che dovrebbe tendere a ridurre il peso. Tuttavia, questa configurazione di aeromobile, in cui l'ala posteriore è più alta dell'ala anteriore, è soggetta al ben noto problema del superstallo, in cui il flusso di aria separato dall'ala anteriore ad angoli di attacco elevati può annullare l'ala di poppa, portando a una inclinazione alla cabrata dell'aeromobile stabile e difficile da recuperare e alla perdita di portanza. In aggiunta, i motori sono situati nella fusoliera, così che in casi in cui l'aeromobile e soggetto a accelerazioni elevate, i carichi inerziali introdotti dai motori dovranno essere trasmessi dalla fusoliera alle ali, portando a un incremento di peso. Inoltre, il carrello di atterraggio è posizionato anch'esso nella porzione inferiore della fusoliera, tra le ali, così che in casi di atterraggio con elevate accelerazioni verticali, la fusoliera dovrà resistere a momenti di piegamento introdotti dalle ali e ai carichi totali in corrispondenza della struttura di supporto dell'ingranaggio di atterraggio, che richiederanno inoltre una struttura pesante. Si deve inoltre notare che, in questa configurazione, non si ottiene nessuna schermatura del rumore del motore, poiché vi è un percorso di rumore diretto tra i motori e terra.

Il documento US 4365773 divulga un aeromobile avente una fusoliera e una coppia di prime ali estendentesi verso l'esterno dalla coda verticale, e una coppia di seconde ali estendentesi verso l'esterno dalla porzione anteriore della fusoliera, a una elevazione inferiore rispetto alla prima coppia di ali, la coppia di ali presentando una forma a doppio triangolo o forma di diamante insieme alla fusoliera dell'aeromobile. Un merito particolare della presente configurazione è che le ali unite formano una forma di diamante nella vista anteriore, così che esse si supportano reciprocamente nel piegamento così come in torsione, il che può comportare una struttura alare più leggera, sebbene ci si possa aspettare una deriva e una fusoliera posteriore sostanzialmente più pesanti rispetto a quanto avviene in una configurazione classica. Tuttavia, questa configurazione di aeromobile, in cui l'ala posteriore è più alta rispetto all'ala anteriore, è inoltre soggetta al ben noto problema del superstallo.

Il documento US 4053125 fornisce una configurazione simile del tipo ad ala congiunta come è stato descritto.

È inoltre noto nello stato dell’arte il documento EP 0716978 A1, che divulga un grande aeromobile da trasporto comprendente una prima ala estendentesi da un punto intermedio della fusoliera dell’aeromobile e una seconda ala estendentesi dalla parte posteriore della fusoliera, in prossimità della deriva dell’aeromobile, la prima ala comprendendo due mezze ali con angolo di freccia, mentre le due mezze ali della seconda ala sono ad angolo negativo. La prima e la seconda ala si trovano su due piani distanziati verticalmente che sono connessi uno all’altro da rispettivi superfici aerodinamiche.

Il documento US 6340134, su cui si basa il preambolo della rivendicazione 1, divulga una configurazione di ali di aeromobile avente un elevato rapporto di aspetto che genera una resistenza indotta ridotta. Il documento divulga una configurazione comprendente un'ala principale e un'ala supplementare con elevato rapporto di aspetto, queste ali principale e supplementare essendo connesse da almeno due montanti. Questa configurazione comprende inoltre uno stabilizzatore orizzontale ed elevatori, necessari per controllare l'aeromobile per quanto riguarda il beccheggio. L'aeromobile del documento US 6340134 funziona realmente come un biplano del tipo sesquiplano, in cui l'ala inferiore è sostanzialmente inferiore rispetto all'ala superiore e agisce principalmente come supporto per i montanti. Sebbene ci si possa attendere da questa configurazione una riduzione significativa della resistenza indotta, la resistenza frizionale prodotta dallo stabilizzatore rimane uguale alla configurazione convenzionale. L'utilizzo di un'ala inferiore strutturalmente efficiente per fornire supporto all'ala superiore è un fattore abilitante per avere almeno un'ala con rapporto di aspetto molto alto senza incorrere una seria penalizzazione di peso. In termini di rumore del motore percepito, questa configurazione è inoltre equivalente alla configurazione di aeromobile classica, poiché i motori sono situati sotto le ali, essendo pertanto previsto un percorso di rumore diretto tra detti motori e terra. In aggiunta, il fatto che le due ali sono sostanzialmente parallele può portare a una maggiore resistenza comprimibile nel volo a velocità elevate per via dell'interazione aerodinamica delle ali, che forma un canale di flusso tra esse.

La presente invenzione è destinata a risolvere gli svantaggi prima citati.

Sommario dell'invenzione

Secondo l'invenzione, viene divulgato un aeromobile comprendente una fusoliera 1, un sistema di propulsione 5, una prima coppia di profili aerodinamici con angolo di freccia 2, connessi alla porzione anteriore in alto della fusoliera 1, una seconda coppia di profili aerodinamici ad ala invertita 3, connessi alla porzione posteriore in basso della fusoliera 1 in corrispondenza di un punto della detta fusoliera 2 a poppa della connessione dei profili aerodinamici con angolo di freccia 2, e una terza coppia di profili aerodinamici sostanzialmente verticali 4, le estremità dei profili aerodinamici ad ala invertita 3 essendo connessi al lato inferiore dei profili aerodinamici con angolo di freccia 2 in corrispondenza di un punto intermedio dell'apertura dei detti profili aerodinamici con angolo di freccia 2, per mezzo dei profili aerodinamici sostanzialmente verticali 4, i profili aerodinamici con angolo di freccia 2 avendo un rapporto di aspetto maggiore rispetto a quello dei profili aerodinamici ad ala invertita 3, che fa sì che i profili aerodinamici con angolo di freccia 2 abbiano una resistenza indotta ridotta senza penalizzare il loro peso, poiché il loro momento di piegamento massimo viene ridotto per via del supporto strutturale che i profili aerodinamici ad ala invertita 3 forniscono ai profili aerodinamici con angolo di freccia 2 attraverso i profili aerodinamici verticali 4.

Secondo l'invenzione, i profili aerodinamici con angolo di freccia 2 e i profili aerodinamici ad ala invertita 3 hanno angoli di freccia tali che forniscono una separazione orizzontale tra detti profili aerodinamici con angolo di freccia 2 e profili aerodinamici ad ala invertita 3, questa separazione riducendo la resistenza comprimibile nel volo dell'aeromobile ad alte velocità per via dell'interazione aerodinamica di profili aerodinamici 2, 3, che è inoltre vantaggiosa per la stabilità e il controllo durante il volo.

Inoltre, lo sfalsamento orizzontale dei profili aerodinamici con angolo di freccia 2 e dei profili aerodinamici ad ala invertita 3 della configurazione di aeromobile secondo l'invenzione fornisce una stabilita longitudinale e un controllo sufficienti all'aeromobile senza l'esigenza di uno stabilizzatore orizzontale, che comporta una riduzione dell'area umida globale e, pertanto, una minore resistenza frizionale.

Inoltre, secondo l'aeromobile con configurazione alare a lambda dell'invenzione, il centro della portanza dei profili aerodinamici con angolo di freccia 2 è situato in avanti rispetto al centro di gravità dell'aeromobile, il centro della portanza dei profili aerodinamici ad ala invertita 3 essendo situato dietro il centro di gravità dell'aeromobile, questa configurazione aiutando a fornire una stabilità statica all'aeromobile citato.

Inoltre, l'aeromobile avente la configurazione di ala del tipo a lambda dell'invenzione comprende il sistema di propulsione 5 situato sul lato superiore dei profili aerodinamici ad ala invertita 3, in modo tale che il rumore irradiato verso il basso dai gas di scarico del sistema di propulsione 5 intercetta i detti profili aerodinamici ad ala invertita 3, che agiscono come schermi contro il rumore riducendo il rumore percepito a terra durante il volo dell'aeromobile.

BREVE DESCRIZIONE DEI DISEGNI

I precedenti scopi e molti dei vantaggi connessi della presente invenzione saranno apprezzati più rapidamente quando gli stessi saranno meglio compresi mediante riferimento alla seguente descrizione dettagliata quando considerata in connessione con i disegni allegati, in cui:

La figura 1 mostra una vista in prospettiva di un aeromobile avente una disposizione alare definente una scatola o telaio chiuso secondo una forma di realizzazione preferita dell'invenzione.

La figura 2 mostra una vista dall'alto di un aeromobile avente una disposizione alare definente una scatola o telaio chiuso secondo una forma di realizzazione preferita dell'invenzione.

La figura 3 mostra una vista laterale di un aeromobile avente una disposizione alare definente una scatola o telaio chiuso secondo una forma di realizzazione preferita dell'invenzione.

La figura 4 mostra una vista frontale di un aeromobile avente una disposizione alare definente una scatola o telaio chiuso secondo una forma di realizzazione preferita dell'invenzione.

La figura 5 rappresenta una vista laterale parziale di un aeromobile secondo una forma di realizzazione preferita dell'invenzione mostrante uno dei motori del sistema di propulsione, il carrello di atterraggio principale e la struttura interna dell'ala con angolo invertito.

La figura 6 mostra una vista dall'alto di un aeromobile avente una disposizione alare definente una scatola o telaio chiuso secondo un'altra forma di realizzazione dell'invenzione che comprende superfici di stabilizzazione orizzontali aggiuntive connesse alla fusoliera di detto aeromobile.

DESCRIZIONE DETTAGLIATA DELL'INVENZIONE

Secondo un primo aspetto, l'invenzione si riferisce a un aeromobile comprendente: una fusoliera 1; una prima coppia di profili aerodinamici con angolo di freccia 2, connessi alla porzione anteriore in alto della fusoliera 1; una seconda coppia di profili aerodinamici ad ala invertita 3, connessi alla porzione posteriore in basso della fusoliera 1; una terza coppia di profili aerodinamici sostanzialmente verticali 4, che connettono l'estremità più esterna dei profili aerodinamici ad ala invertita 3 a un punto intermedio dell'apertura della coppia con angolo di freccia dei profili aerodinamici 2; un sistema di propulsione 5 connesso alla coppia di profili aerodinamici ad ala invertita 3; un sistema di carrello di atterraggio 6; almeno un profilo aerodinamico sostanzialmente verticale 7 connesso alla porzione di poppa della fusoliera 1, che fornisce la stabilita direzionale e il controllo all'aeromobile.

Le estremità dei profili aerodinamici ad ala invertita 3 sono connesse al lato inferiore dei profili aerodinamici con angolo di freccia 2 in corrispondenza di un punto intermedio dell'apertura dei detti profili aerodinamici con angolo di freccia 2, per mezzo di profili aerodinamici sostanzialmente verticali 4, che agiscono come giunzione strutturale dei profili aerodinamici con angolo di freccia e dei profili aerodinamici ad ala invertita 3, progettati per trasmettere carichi/forze tra i profili aerodinamici con angolo di freccia 2 e i profili aerodinamici ad ala invertita 3, detti profili aerodinamici 4 essendo progettati per agire come alette direttrici aerodinamiche o alette di estremità rispetto ai profili aerodinamici ad ala invertita 3 con lo scopo di ridurre la forza dei vortici aerodinamici che sono normalmente prodotti in corrispondenza dell'estremità dei profili aerodinamici, così che la resistenza aerodinamica indotta dei profili aerodinamici ad ala invertita 3 viene ridotta.

I profili aerodinamici ad ala invertita 3 forniscono forze aerodinamiche nella direzione verso l'alto durante la porzione di crociera del volo dell'aeromobile.

Secondo l'invenzione, e come si può vedere più chiaramente nella figura 2, i profili aerodinamici con angolo di freccia 2 hanno un rapporto di aspetto significativamente maggiore, definito in modo che sia il quadrato dell'apertura diviso per l'area dell'ala (il rapporto di aspetto rappresentando la lunghezza e la sottigliezza delle ali) rispetto a quello dei profili aerodinamici ad ala invertita 3. Questo rende i profili aerodinamici con angolo di freccia 2 molto efficienti da un punto di vista aerodinamico poiché la loro resistenza indotta è molto inferiore rispetto a quella di un profilo aerodinamico classico avente un rapporto di aspetto nell'ordine di dieci, senza penalizzazione del peso poiché il loro momento di piegamento massimo è ridotto in modo molto significativo a causa del supporto strutturale che i profili aerodinamici ad ala invertita 3 forniscono ai profili aerodinamici con angolo di freccia sottili 2 attraverso i profili aerodinamici verticali 4. I profili aerodinamici ad ala invertita 3 sono progettati in modo da essere strutturalmente efficienti al fine di fornire un supporto di piegamento ai profili aerodinamici con angolo di freccia 2 e anche per sostenere i carichi introdotti dal sistema di propulsione 5 e dalla parte principale del sistema di carrello di atterraggio 6 situato nel lato inferiore di detti profili aerodinamici ad ala invertita 3. L'efficienza strutturale dei profili aerodinamici ad ala invertita 3 viene ottenuta mediante profili aerodinamici relativamente spessi, così che i carichi interni nei rivestimenti di tenuta del carico sono ridotti, il che porta a corde lunghe o lunghezze estese dei profili aerodinamici e, pertanto, a un rapporto di aspetto ridotto. Il rapporto di aspetto ridotto dei profili aerodinamici ad ala invertita 3 normalmente porterà a una elevata resistenza aerodinamica indotta se le estremità dei profili aerodinamici fossero libere, ma nella presente invenzione, i profili aerodinamici verticali 4 agiscono come una aletta direttrice aerodinamica, che separa le superfici superiore e inferiore dei profili aerodinamici ad ala invertita 3 e riducendo quindi la forza del vortice di estremità e la resistenza indotta associata.

Il rapporto di aspetto elevato dei profili aerodinamici con angolo di freccia 2 e l'uso di profili aerodinamici 4 come alette direttrici aerodinamiche per i profili aerodinamici ad ala invertita 4 ha come risultato una resistenza indotta globale ridotta dell'aeromobile avente la configurazione di ala della presente invenzione. In aggiunta, il fatto che in una forma di realizzazione preferita della presente invenzione non ci sono superfici di stabilizzazione orizzontali aggiuntive poiché lo sfalsamento orizzontale delle coppie di profili aerodinamici 2 e 3 fornisce una stabilità longitudinale e un controllo sufficienti, comporta una riduzione dell'area umida globale in confronto alla configurazione classica e, pertanto, una resistenza frizionale inferiore. Gli angoli di freccia delle coppie di profili aerodinamici 2 e 3, così come la fornitura di separazione tra profili aerodinamici richiesti per la stabilità e il controllo sono inoltre benefici per il volo ad alta velocità, vicino alla velocità del suono. Pertanto, si può dire che l'aeromobile avente la configurazione di ala della presente invenzione, chiamata configurazione a lambda per via della forma piana della detta configurazione alare, simile a quella di un simbolo lambda, ottiene una riduzione globale della resistenza aerodinamica.

Nella presente invenzione, se l'aeromobile, che vola in una condizione di assetto e stabile, è soggetto a una perturbazione di cabrata nell'angolo di attacco come può essere causato dall'incontro di una raffica di vento durante il volo, l'aumento della portanza nei profili aerodinamici ad ala invertita 3 sarà maggiore rispetto ai profili aerodinamici con angolo di freccia 2 così che il momento di beccheggio risultante tenderà ad abbassare la punta dell'aeromobile, questa essendo la condizione principale per la stabilità statica. L'argomento di cui sopra richiede che il centro della portanza dei profili aerodinamici con angolo di freccia 2 sia situato in avanti rispetto al centro di gravità dell'aeromobile e che il centro della portanza dei profili aerodinamici ad ala invertita 3 sia situato dietro il centro di gravità dell'aeromobile e questo viene ottenuto nella presente invenzione mediante la disposizione geometrica dei profili aerodinamici in termini dei loro angoli di freccia e della posizione dei loro fissaggi alla fusoliera 1. Quindi, si può vedere che entrambe le coppie di profili aerodinamici 2, 3 che forniscono una portanza positiva e disposti in maniera tale da fornire una stabilità statica naturale, non vi è necessità di avere uno stabilizzatore orizzontale aggiuntivo.

Il controllo di beccheggio e assetto dell'aeromobile viene ottenuto mediante la flessione nella direzione adeguata di superfici di controllo 10 sui profili aerodinamici con angolo di freccia 2 situati in corrispondenza della porzione interna di detti profili aerodinamici con angolo di freccia 2 e adiacenti alla fusoliera 1, queste superfici di controllo 10 essendo in grado di flettere verso il basso al fine di produrre un momento di cabrata durante la corsa di decollo per agevolare la rotazione dell'aeromobile per il distacco da terra, e di superfici di controllo 9 situate in corrispondenza della porzione interna dei profili aerodinamici ad ala invertita 3 adiacenti alla fusoliera 1, queste superfici di controllo 9 essendo in grado di flettersi verso l'alto al fine di produrre un momento di cabrata durante la corsa di decollo per agevolare la rotazione dell'aeromobile per il distacco da terra. Quindi, al fine di produrre la rotazione dell'aeromobile durante la corsa di decollo, le superfici di controllo 10 devono flettersi verso il basso e le superfici di controllo 9 devono flettersi verso l'alto. Dalla discussione di cui sopra, è chiaro che in una forma di realizzazione preferita della presente invenzione non vi è alcuna esigenza di uno stabilizzatore orizzontale aggiuntivo che non contribuisce alla portanza ma che è necessario nella configurazione classica per fornire stabilità. Pertanto, l'area umida globale dell'aeromobile avente la configurazione alare a lambda della presente invenzione può essere ridotta, con una riduzione associata della resistenza frizionale e quindi un miglioramento dell'efficienza del carburante.

In un'altra forma di realizzazione della presente invenzione, l'aeromobile può comprendere in aggiunta una coppia sostanzialmente orizzontale di profili aerodinamici 14 situati nella porzione a poppa della fusoliera 1, questi profili aerodinamici 14 essendo in grado di flettersi intorno a un asse perpendicolare al piano di simmetria dell'aeromobile per fornire il controllo di beccheggio al detto aeromobile, questa configurazione essendo adatta per il caso in cui, con la forma di realizzazione preferita dell'invenzione, è necessaria una stabilità o controllo aggiuntivi.

In ancora un'altra forma di realizzazione della presente invenzione, l'aeromobile può comprendere in aggiunta una coppia sostanzialmente orizzontale di profili aerodinamici 15 situati nella porzione anteriore della fusoliera 1, questi profili aerodinamici 15 essendo in grado di flettersi intorno a un asse perpendicolare al piano di simmetria dell'aeromobile per fornire il controllo di beccheggio al detto aeromobile, questa configurazione essendo adatta per il caso in cui, con la forma di realizzazione preferita dell'invenzione, è necessaria una stabilità o controllo aggiuntivi.

Il controllo di rollio o laterale dell'aeromobile a basse velocità è fornito da superfici di controllo del bordo di uscita 8 che sono installate sulla porzione esterna dei profili aerodinamici con angolo di freccia 2.

Il sistema di propulsione 5 dell'aeromobile comprende tipicamente almeno due motori 5 del tipo turbojet, turboventola, turboelica o ventola non intubata, detti motori 5 essendo strutturalmente connessi al lato superiore dei profili anteriori ad ala invertita 3, ed essendo situati in modo tale che i detti profili ad ala invertita 3 agiscano come schermi anti-rumore per ridurre il rumore percepito prodotto dai gas di scarico di detti motori 5 a terra durante il volo dell'aeromobile. Questa riduzione del rumore percepito o schermatura anti-rumore viene ottenuta quando la porzione verso il basso della radiazione di rumore dei gas di scarico da parte dei motori 5 emessa a un angolo 20 tra 30 e 75 gradi, questo angolo 20 che è misurato dall'asse di simmetria del getto di scarico, viene intercettato dal lato superiore dei profili aerodinamici ad ala invertita 3, che agiscono come schermi anti-rumore in questo caso.

Il profilo aerodinamico sostanzialmente verticale 7, situato in corrispondenza della parte posteriore della fusoliera 1, agisce come una deriva al fine di fornire stabilità direzionale e controllo all'aeromobile.

Il sistema di carrello di atterraggio 6 comprende almeno un piedino connesso alla porzione inferiore della fusoliera anteriore 1, e due piedini connessi al lato infe riore dei profili aerodinamici ad ala invertita 3 (figura 1). Gli almeno due piedini del lato inferiore dei profili aerodinamici ad ala invertita 3 del sistema di carrello di atterraggio 6 e dei motori 5 sono connessi allo stesso longherone strutturale 11 dei profili aerodinamici ad ala invertita 3, così che i carichi inerziali introdotti dai motori 5 in casi di atterraggio con elevate accelerazioni verticali sono trasmessi agli almeno due piedini del sistema di carrello di atterraggio 6 e a terra attraverso il percorso di carico più corto possibile all'interno della cellula quando è permesso dai requisiti di separazione dei piedini del carrello di atterraggio e di installazione del motore.

Per via della posizione del sistema di propulsione 5 rispetto ai profili aerodinamici ad ala invertita 3, si può ottenere uno spazio libero a terra ridotto, o distanza dal lato inferiore della fusoliera 1 a terra, permettendo quindi l'installazione di motori di grande diametro senza che siano necessari piedini lunghi e pesanti del sistema di carrello di atterraggio 6. Questo spazio libero a terra ridotto e la mancanza di superfici di stabilizzazione orizzontali in corrispondenza della parte posteriore della fusoliera 1 rende la configurazione alare a scatola lambda dell'aeromobile della presente invenzione particolarmente adatta all'installazione di una scala retrattile 16 in corrispondenza della porzione inferiore posteriore della fusoliera 1 (figura 3) per permettere l'accesso diretto dei passeggeri alla parte interna dell'aeromobile senza necessità di attrezzatura a terra aggiuntive.

Sebbene la presente invenzione sia stata descritta in modo completo in connessione con forme di realizzazione preferite, è chiaro che possono essere introdotte modifiche all'interno del suo ambito, non considerando ciò come limitato da queste forme di realizzazione, ma dai contenuti delle seguenti rivendicazioni.

Claims (14)

1. Rivendicazioni 1. Aeromobile comprendente una fusoliera (1), un sistema di propulsione (5), una prima coppia di profili aerodinamici con angolo di freccia (2), connessi alla porzione anteriore in alto della fusoliera (1), una seconda coppia di profili aerodinamici ad ala invertita (3), connessi alla porzione posteriore in basso della fusoliera (1) in corrispondenza di un punto della detta fusoliera (1) a poppa della connessione dei profili aerodinamici con angolo di freccia (2), e una terza coppia di profili aerodinamici sostanzialmente verticali (4), caratterizzato dal fatto che le estremità dei profili aerodinamici con angolo di freccia (3) sono connesse al lato inferiore dei profili aerodinamici con angolo di freccia (2) in corrispondenza di un punto intermedio dell'apertura dei detti profili aerodinamici con angolo di freccia (2) per mezzo dei profili aerodinamici sostanzialmente verticali (4), i profili aerodinamici con angolo di freccia (2) avendo un rapporto di aspetto maggiore rispetto a quello dei profili aerodinamici ad ala invertita (3), che fa sì che i profili aerodinamici con angolo di freccia (2) abbiano una resistenza indotta ridotta senza penalizzazione del loro peso, poiché il loro massimo momento di piegamento viene ridotto per via del supporto strutturale che i profili aerodinamici ad ala invertita (3) forniscono ai profili aerodinamici con angolo di freccia (2) attraverso i profili aerodinamici verticali (4), e dal fatto che l’aeromobile comprende inoltre un sistema di carrello di atterraggio (6) comprendente almeno un piedino connesso alla porzione inferiore della parte anteriore della fusoliera (1), e due piedini connessi al lato inferiore dei profili aerodinamici ad ala invertita (3), gli almeno due piedini del lato inferiore dei profili aerodinamici ad ala invertita (3) e il sistema di propulsione (5) essendo connessi allo stesso longherone strutturale (11) dei profili aerodinamici ad ala invertita (3), così che i carichi inerziali introdotti dal sistema di propulsione (5) nei casi di atterraggio con elevate accelerazioni verticali sono trasmessi ai piedini del carrello di atterraggio attraverso il percorso di carico più breve possibile all’interno della struttura come è permesso dai requisiti di separazione dei piedini del carrello di atterraggio e di installazione del motore.
2. 2. Aeromobile secondo la rivendicazione 1, caratterizzato dal fatto che i profili aerodinamici con angolo di freccia (2) e i profili aerodinamici ad ala invertita (3) hanno angoli di freccia tali che forniscono una separazione orizzontale tra detti profili aerodinamici con angolo di freccia (2) e profili aerodinamici ad ala invertita (3), questa separazione riducendo la resistenza comprimibile nel volo di aeromobile ad alta velocità per via dell'interazione aerodinamica dei profili aerodinamici (2, 3).
3. 3. Aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni 1-2, caratterizzato dal fatto che lo sfalsamento orizzontale dei profili aerodinamici con angolo di freccia (2) e dei profili aerodinamici ad ala invertita (3) fornisce una stabilità longitudinale e controllo sufficienti all'aeromobile senza esigenza di uno stabilizzatore orizzontale.
4. 4. Aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che il centro della portanza dei profili aerodinamici con angolo di freccia (2) è situato in avanti rispetto al centro di gravità dell'aeromobile, il centro della portanza dei profili aerodinamici ad ala invertita (3) essendo situato dietro il centro di gravità dell'aeromobile, questa configurazione aiutando a fornire una stabilità statica all'aeromobile.
5. 5. Aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che il sistema di propulsione (5) è situato sul lato superiore dei profili aerodinamici ad ala invertita (3), in modo tale che il rumore irradiato verso il basso dai gas di scarico del sistema di propulsione (5) intercetta i detti profili aerodinamici ad ala invertita (3), che agiscono come schermi contro il rumore riducendo il rumore percepito a terra durante il volo dell'aeromobile.
6. 6. Aeromobile secondo la rivendicazione 5, caratterizzato dal fatto che il rumore irradiato dai gas di scarico del sistema di propulsione (5) ed emesso verso il basso a un angolo (20) compreso tra 30° e 70°, questo angolo (20) essendo misurato dall'asse di simmetria del getto di scarico (12), interseca il lato superiore dei profili aerodinamici ad ala invertita (3) che in tal modo agiscono come schermi anti-rumore.
7. 7. Aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che il sistema di propulsione (5) comprende almeno due motori (5) del tipo turbojet, turboventola, turboelica o a ventola non intubata.
8. 8. Aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che i profili aerodinamici con angolo di freccia (2) comprendono superfici di controllo (10) situate in corrispondenza della porzione interna di detti profili aerodinamici con angolo di freccia (2) e adiacenti alla fusoliera (1), così che queste superfici di controllo (10) sono in grado di flettere verso il basso al fine di produrre un momento di cabrata durante la corsa di decollo per agevolare la rotazione dell'aeromobile per il distacco da terra.
9. 9. Aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che i profili aerodinamici ad ala invertita (3) comprendono superfici di controllo (9) situate in corrispondenza della porzione interna dei profili aerodinamici ad ala invertita (3) adiacenti alla fusoliera (1), queste superfici di controllo (9) essendo in grado di flettere verso l'alto al fine di produrre un momento di cabrata durante la corsa per decollo in modo da agevolare la rotazione dell'aeromobile per il distacco da terra.
10. 10. Aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che i profili aerodinamici ad ala invertita (3) forniscono forze aerodinamiche nella direzione verso l'alto durante la porzione di crociera del volo dell'aeromobile.
11. 11. Aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che i profili aerodinamici con angolo di freccia (2) comprendono superfici di controllo del bordo di uscita (8) che forniscono controllo di rollio all'aeromobile.
12. 12. Aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che esso comprende inoltre una scala per passeggeri retrattile (16) situata in corrispondenza della porzione posteriore in basso della fusoliera (1) per permettere l'accesso alla parte interna dell'aeromobile senza l'ausilio di attrezzatura a terra.
13. 13. Aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni 4-12, caratterizzato dal fatto che comprende inoltre una coppia di profili aerodinamici (14) connessi alla porzione posteriore della fusoliera (1), i detti profili aerodinamici (14) fornendo una stabilità longitudinale statica aggiuntiva e anche il controllo longitudinale all'aeromobile mediante la capacità di ruotare intorno a un asse perpendicolare al piano di simmetria del detto aeromobile.
14. 14. Aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni 4-13, caratterizzato dal fatto che esso comprende inoltre una coppia di profili aerodinamici (15) connessi alla porzione anteriore della fusoliera (1), i detti profili aerodinamici (15) fornendo una stabilità longitudinale statica aggiuntiva e anche il controllo longitudinale all'aeromobile mediante il fatto che è in grado di ruotare intorno a un asse perpendicolare al piano di simmetria del detto aeromobile.