PT100127A - Sistema de decolagem vertical e sustentacao para agronaves - Google Patents

Description

100 127 Β

Memória Descritiva

SISTEMA PARA DECQLASEM VERTICAL E SUSTENTAÇSQ DE AERONAVES

Um dos problemas mais prementes da aviação e transportes aéreos refere~se à decolagem e aterragem de aeronaves que necessita normalmente de longos espaços , as pistas de aterragem/decolagem.,para que os aparelhos possam através de certa velocidade utilizar as características de sustentação das suas asas , e,assim decolar ou aterrar.

Para obviar a estes inconvenientes vários sistemas t'êm sido concebidas ,todas com mais ou menos vantagens e inconvenientes,nalguns casos, com elevadas custos de aplicação. A presente invenção refere-se a um sistema relativamente simples que aplicado a aeronaves permite as suas decolagem e aterragem na vertical,permitindo ainda vâo estacionário e vôo de translacção.

Baseia-se numa aplicação do princípio de Bernoulli da mecanica de fluidos segundo o qual , genèricamente, a pressão exercida por um fluido sobre uma superfície ao longo da qual se desloca tangencialmente ,varia , diminuindo com o aumento da velocidade do mesmo fluido.

Como é sabido ,a decolagem e a sustentação de uma aeronave são devidas ,entre outros princípios ,á força ascencional devida ao facto de o perfil da asa possuir duas superfícies distintas e diferentes em área e formato, o extardorso,ou superfície superior, e, o intradorso ou superfície inferior 5 O ar ao chocar com o bordo de ataque da asa divide-se em duas partes que percorrerão a asa no mesmo intervalo de tempo ,quer no intradorso,quer no extradorso,sendo que,a sua velocidade no extradorso será mais elevad^ do que no intradorso devido a ter de percorrer mais espaço no mesmo intervalo de tempo. /

Para conseguir suficiente velocidade do ar nas suas asas a aeronave deve deslocar-se de encontro ao mesmo com uma determinada velocidade ,o que ,obriga nomeadamente na decolagem a que a aeronave percorra um determinado espaço,o espaço de decolagem.

Pretende-se com o presente invento, ultrapassar estes problemas baseando-nos no mesmo princípio que permite o võo de uma aeronave , o princípio de Bernoulli.

Assim ,o sistema do presente invento consiste em projectar através de quaisquer meios mecânicos , nomeadamente turbinas ou hélices , uma corrente de ar ou outro fluido, por exemplo os gases de combustão de um reactor ,sobre o extradorso da asa do avião ou até sobre a sua fuselagem , corrente de ar essa que vai provocar uma redução da pressão na mesma superfície .

Se ,entretanto, não houver qualquer movimento de ar na superfície inferior ou intradorso da mesma asa, provocar-se-á um diferencial de forças ,devida è. diferença de pressães , sendo a pressão no intradorso da asa igual à pressão atmosférica ,e,a pressão no extradorso da mesma , inferior à pressão atmosférica devido à depressão provocada pelo ar em movimento .

Segundo a invenção,e ,de acordo com a Fig.l na aeronave será incorporado um dispositivo que soprará ar (1), ou gases queimados em reactor, sobre o extradorso das asas, e ,tangencialmente a estas (2).

Esta corrente de gas provocará uma depressão , a qual ,em conjunto com a pressão atmosférica que actua sobre o intradorso onde o ar se encontra parado, e, portanto exercendo uma pressão , a pressão atmosférica na mesma asa ,provocará uma resultante vertical de baixo para cima ,que terá a função de força ascencional. 0 mesmo sistema é mostrado na Fig. 7 com maior detalhe com o intuito de facilitar a compreensão.

Conforme se mostra sem qualquer carácter restritivo na Fig 2 esse ar poderá ser soprada perpendicularmente â fuselagem (3) ,ou obliquamente (4) á mesma, permitindo assim o seu aproveitamento para um movimenta de transiacção .

Por actuação no valor do caudal de ar e sua velocidade sobre a superfície da asa fár-se-á variar a resultante da força de sustentação e, assim subir , estacionar ou descer a aeronave. y A Fig.3 representa o mesmo aparelho da Fig.l visto de lado em corte mostrando o compressor de ar (1) e a conduta de distribuição (ó) para projecção do ar sobre as asas. A Fig.4 representa sem qualquer carácter restritivo um outro sistema em que o proprio fluxo de gases de escape do reactor (7) é lançado sobre as asas (8) , podendo ainda conforme se v£ na Fig.5 esses gases gerados no reactor (7) serem orientados para trás (9) ou para o lado através de deflectores apropriados e orientáveis (10) e (11) permitindo os mesmos no caso de (10) a translação do aparelho» é de notar que os gases usados em translacção podem não gerar sustentação, mas neste caso já a própria translação do aparelho de encontro ao ar gera sustentação. A Fig.ó representa sem qualquer carácter restritivo o mesmo sistema das Figs.4 e 5 visto em planta com o reactor (7) os deflectores (11) actuando sobre a asa (12) em corte. A Fig.8 representa ,sem qualquer caracter restritivo, um meio corte de uma aeronave vista de frente onde se representa um sistema em que o fluido que cria a depressão é recirculado na própria estrutura não causando assim turbulências exteriores ao apareilho.

Assim o fluido é comprimido no compressor (13) e distribuída sobre a asa através das aberturas (14), e, após percorrer uma determinada parte da asa é captado em (15) e recirculado em (13) . A Fig.9 representa sem qualquer carácter restritivo um corte transversal de asa com uma aplicação em que o gás é projectado ao longo do bordo de ataque ( 16) e no sentido do bordo de fuga (17) sendo total ou parcialmente recirculado (18) por meio de um compressor ou turbina (19).

Claims (1)

100 127 Β REIVINDICAÇÕES -lã - t Sistema de sustentação de aeronaves caracterizado por projectar tangencialmente à superfície superior ou extradorso das asas das referidas aeronaves um fluxo de ar (2) ou gases de combustão de motor ou reactor (7) o qual ao provocar um abaixamento de pressão sobre as mesmas, induz ,combinado com a pressão exercida pelo ar na parte inferior ou intradorso das mesmas uma força resultante de baixo para cima que permitirá a decolagem, sustentação ou aterragem da aeronave, consoante o seu valor for , maior, menor , ou igual ao peso da aeronave» —oa— Sistema de sustentação de aeronaves de acordo com a reivindicação 1 , caracterizado por o fluxo de gás ser originalmente projectado sobre as asas, perpendicularmente À fuselagem da aeronave (3) , mas sendo orientàvel em outras direcçffes por maio de deflectores orientáveis (10) (11) de modo a permitir outros movimentos da aeronave ,nomeadamente os de rotação e de translação -Sã- Sistema de sustentação de aeronaves de acordo com as reivindicaçffes anteriores , caracterizado por o fluxo de gás ser regulável em intensidade de modo igual sobre as várias superfícies ,ou de modo diferencial,permitindo assim um desiquilíbrio que colocará a aeronave em posição oblíqua em relaçaff ao horizonte, permitindo assim a sua manobra. —4â— Sistema de sustentação de aeronaves de acordo com as reivindicaçffes anteriores , caracterizado por o fluxo de gás ser gerado por compressor de ar (1). -5â- Sistema de sustentação de aeronaves de acordo com as reivindicaçffes anteriores , caracterizado por o fluxo de gás ser gerado por turbinas de combustão (7). Sistema de sustentação de aeronaves de acordo com as reivindicaçOes anteriores , caracterisado por o fluxo de gás ser orientado por meio de deflectores apropriadas (5) reguláveis de modo a manter a ^ua colagem e evitar o seu afastamento da superfície da asa . -7ã Sistema de sustentação de aeronaves de acorda com as reivindicaçOes anteriores f caracterizado por o fluxo de gás ser distribuído sobre as superfícies,através de condutas que permitem a sua distribuição sobre o bordo de ataque da asa (16) e, ao longo de todo o seu comprimento, no sentida , da bardo de fuga (17) e a sua eventual recircuÍação(lB) por meio de compressor ou turbina apropriadas (19). -Sã Sistema de sustentação de aeronaves de acordo com as reivindicações anteriores , caracterisado por o fluxo de gás ser distribuído sobre as superfícies superiores da aeronave asas e fuselagem,apenas em parte destas. -?a· Sistema de sustentação de aeronaves de acordo com as reivindicações anteriores , caracterizado por o fluxo de gás lançado perpendicularmente à fuselagem (14) poder ser recirculado (13) por meio de condutas apropriadas com captação no extremo da superfície oposto àquele por onde o fluxo é distribuído (15).

& £cr-