PT1471000E - Aeronave - Google Patents

Description

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DESCRIÇÃO

AERONAVE 0 invento refere-se ao campo da aeronáutica. São conhecidas aeronaves nas quais, além das unidades principais de potência, são usadas unidades auxiliares de potência (ver patentes dos EUA n° 4 684 081 de 04-08-1987, n° 5 309 029 de 03-05-1994, n° 5 235 801 de 17-08-1993 e n° 3 472 029 de 12-02-1968). A desvantagem das soluções técnicas conhecidas reside na colocação longitudinal da unidade auxiliar de potência e na impossibilidade de colocar essa unidade na parte traseira da fuselagem de aeronaves pequenas. As formas de realização conhecidas também têm um sistema (eléctrico) complicado para pôr em funcionamento os motores da unidade principal de potência que fornecem a energia eléctrica aos sistemas da aeronave em terra e durante o voo, e a pressão necessária do ar comprimido nestes sistemas. A técnica anterior mais próxima do invento é o objecto da patente da Federação Russa n° 2144885 de 27-01-2000. A aeronave compreende uma fuselagem com uma cabina para a tripulação de voo na parte dianteira, um "flap" de travagem na parte superior e entradas de ar laterais, um trem de aterragem, uma unidade de potência que compreende dois turboreactores, asas em flecha com carenagem de ligação ogival na união da asa com a fuselagem, e dotada de um mecanismo para a inclinação da parte dianteira das asas com 7625 descontinuidade escalonada no bordo de ataque da asa e empenagens horizontal e vertical. De acordo com a invenção a carenagem de ligação na união da asa com a fuselagem é formada com uma envergadura não inferior a 0,15 e não superior a 0,18 vezes a envergadura da asa, e com a corda não inferior a 0,4 e não superior a 0,5 vezes a corda local da asa, a descontinuidade escalonada no bordo de ataque da parte inclinável da asa é formada a uma distância compreendida entre 0,55 e 0,65 vezes a envergadura da asa desde a base da carenagem de ligação, não sendo a corda inferior a 0,075 vezes a medida da corda local da asa sem a descontinuidade. Além disso, a empenagem vertical é formada por um plano de cauda único e a empenagem horizontal é dotada de uma descontinuidade escalonada no bordo de ataque a uma distância 0,25 - 0,35 vezes a envergadura do compensador da empenagem horizontal.

As turbinas são colocadas na parte central da fuselagem, de modo que as suas tubeiras de injecção estejam em frente à empenagem horizontal, e a corda da descontinuidade escalonada do bordo de ataque da empenagem horizontal não seja inferior a 0,2 vezes a medida da corda local, incluindo a descontinuidade. A asa é proporcionada com "winglets", cuja superfície não é inferior a 0,03 vezes a área do trapézio de base da asa. As "winglets" são fixadas na asa num ângulo não superior a 20° em relação ao plano vertical, as cordas das suas bases são rodadas para fora em 2 a 5o em relação às cordas de 2 7625 extremidade da asa, e a rotação aerodinâmica é também de 2 a 5o . A desvantagem desta aeronave reside no facto de, embora tendo qualidades aerodinâmicas perfeitas, não ter uma funcionalidade suficientemente extensiva, uma vez que não pode haver arranque rápido da unidade principal de potência e a aeronave ter um elevado consumo de energia. 0 objectivo do presente invento consiste em aumentar a funcionalidade da aeronave, a sua segurança e economia, mantendo as elevadas qualidade aerodinâmicas.

Este resultado é obtido com uma fuselagem com uma cabina para a tripulação de voo na parte dianteira, um "flap" de travagem na parte superior e entradas de ar laterais, um trem de aterragem, uma unidade de potência compreendendo dois turboreactores, asas em flecha com carenagem de ligação ogival na união da asa com a fuselagem, e proporcionada com um mecanismo para a inclinação da parte dianteira das asas com descontinuidade escalonada no bordo de ataque da asa, empenagens horizontal e vertical, caracterizada por a carenagem de ligação na união da asa com a fuselagem ser formada com uma envergadura não inferior a 0,15 e não superior a 0,18 vezes a envergadura da asa, e com a corda não inferior a 0,4 e não superior a 0,5 vezes a corda local da asa, a descontinuidade escalonada no bordo de ataque da parte inclinável da asa é formada a uma distância compreendida entre 0,55 e 0,65 vezes a envergadura da asa desde a base da 3 7625 carenagem de ligação e com a corda não inferior a 0,075 vezes a medida da corda local da asa sem a descontinuidade, e a empenagem vertical é formada por um plano de cauda único; e por a empenagem horizontal ser proporcionada com uma descontinuidade escalonada no bordo de ataque a uma distância 0,25 a 0,35 vezes a envergadura do compensador da empenagem horizontal; e por a referida aeronave ser proporcionada com uma unidade auxiliar de potência colocada na parte traseira da fuselagem, sendo a unidade auxiliar de potência colocada numa direcção transversal em relação ao eixo longitudinal da fuselagem, com evacuação lateral dos gases. 0 motor da unidade auxiliar de potência, ou toda a unidade, pode ser colocado dentro de estruturas correspondentes da fuselagem.

Para arranque dos motores das unidades de potência pode ser usado um sistema de arranque por ar que compreende tubagens de admissão de ar e alimentação dos arrancadores pneumáticos.

As tubagens para admissão de ar podem ser incorporadas no sistema de ar condicionado. A unidade auxiliar de potência inclui uma turbina a gás e um redutor para o equipamento auxiliar.

Na aeronave pode ser usada uma tomada de ar tendo um tubo ligado por um elemento superior da aeronave e tendo uma 4 7625 válvula que pode fechar o tubo e o orifício de entrada no elemento superior. A válvula está montada no elemento superior e pode ser articulada de forma a ser colocada ao nível da superfície do elemento superior. 0 mecanismo actuador da válvula é colocado na própria válvula. Pelo menos uma válvula de alimentação suplementar pode ser colocada na traseira do orifício de entrada na fuselagem. Elemento superior significa a asa e/ou fuselagem.

As funcionalidades da aeronave podem ser aumentadas devido às secções intermutáveis que podem ser instaladas na parte dianteira da fuselagem.

As secções são fabricadas com estruturas que suportem a carga de artigos de equipamento respectivos que podem ser colocados no interior das secções. As secções são limitadas pela terceira estrutura. A parte dianteira da fuselagem é fabricada de modo a poder ser unida, por meio da sua estrutura, as estruturas das secções intermutáveis.

Um deflector é fixado no "aileron" móvel da asa. A aeronave tem nove pontos de fixação da carga útil, respectivamente seis pontos sob as asas, dois pontos sob os suportes da asa e um ponto sob a fuselagem. 5 7625

As características e vantagens do invento serão explicadas com mais pormenor na descrição que se segue, dada a título de exemplo não limitativo, com referência aos desenhos anexos, nos quais: A figura 1 é uma vista geral esquemática da aeronave; A figura 2 ilustra a colocação da unidade auxiliar de potência; A figura 3 é uma vista geral da unidade auxiliar de potência; A figura 4 é um esquema da tomada de ar; A figura 5 é um esquema da fixação da carga útil; A figura 6 é um desenho esquemático que mostra as secções dianteiras intermutáveis; A figura 7 é uma representação esquemática combinada da aeronave de acordo com o invento, compreendendo uma vista por cima e uma vista por baixo; A figura 8 é um alçado lateral da aeronave da figura 7; e 6 7625 A figura 9 é uma representação esquemática combinada da aeronave de acordo com o invento compreendendo uma vista dianteira e uma vista traseira. A aeronave tem uma unidade principal de potência 1 e uma unidade auxiliar de potência 2 colocadas na parte traseira da fuselagem 3, transversalmente em relação ao eixo longitudinal. A unidade auxiliar de potência compreende uma turbina a gás 4 incluindo uma turbina 5 e uma tubeira de escape 6. No eixo 7 da turbina 5 está montado um rotor 9 de um compressor centrífugo. 0 eixo 7 está ligado a um redutor 8 para transmissão ao equipamento auxiliar. A turbina 5 e o rotor 9 formam o turbocompressor. 0 corpo do compressor forma uma conduta circunferencial de admissão de fluxo radial 10, e os invólucros exterior e interior do corpo, em conjunto com o difusor radial, formam um receptor extensível deslizável do tipo espiral 11.

No invólucro exterior do corpo, as superfícies estão dispostas para fixar as tubagens para admissão de ar, os injectores de combustível e as condutas do sistema hidráulico. A tomada de ar do motor da aeronave tem uma tubagem 12 confinada no topo pela asa 13. Na tubagem 12, na asa 13, está instalada a válvula 15, articulada no eixo 14. A válvula pode 7 7625 articular-se. Na asa 13 também existem válvulas auxiliares 16 para alimentar o motor.

Prevê-se a utilização na aeronave de várias secções intermutáveis (peças do nariz) 17, 20, 21 da parte dianteira 18 da fuselagem com a cabina da tripulação 19. A aeronave é fabricada de acordo com o plano convencional de um monoplano com asas em forma de flecha, cabina com dois lugares, um atrás do outro, para os pilotos, e é equipada com dois turboreactores. A capota da cabina proporciona visibilidade em todos os modos de voo e durante a rolagem, assim como uma protecção dos pilotos contra agentes externos. A capota da cabina consiste num pára-brisas sem reforço e numa porta comum para ambos os pilotos que abre para a direita e está montada em três dobradiças. O pára-brisas da cabina é composto por vidro de silicato com três camadas, com aquecimento eléctrico para evitar a formação de gelo. O pára-brisas protege os pilotos do embate de pássaros. A asa da aeronave consiste em dois suportes amovíveis que estão unidos à fuselagem.

Existem traves para a fixação de cargas especiais fixadas à porção terminal dos suportes. Além disso, cada suporte é proporcionado com três postes amovíveis para cargas 8 7625 especiais. A fixação dos depósitos de combustível é feita no pilar colocado ao longo da união da asa com a fuselagem. A aeronave tem uma "flap" de travagem 22 montado na fuselagem. A asa é formada com carenagem de ligação dianteira 23 e tem mecanismos, tais como "ailerons" 24, e porções inclináveis da parte dianteira das asas 25 com uma descontinuidade escalonada 26 do perfil de ataque. A aeronave compreende uma empenagem vertical com um plano único 27 com um leme 28, e uma empenagem horizontal 29 com descontinuidade escalonada 30 no bordo de ataque. Os motores são colocados na parte central da fuselagem, de modo que as suas tubeiras estejam à frente da empenagem horizontal 29. A asa 13 está equipada com "winglets" 31. O perfil do carenagem de ligação 23 é formado com uma envergadura "Lo" não inferior a 0,15, e não superior a 0,18 vezes a envergadura "La" da asa 13, desde a base da carenagem de ligação 23, e com corda "bo" não inferior a 0,4 e não superior a 0,5 vezes a medida da corda local "bal" do trapézio de base da asa 13 sem a descontinuidade escalonada 26 e o seu bordo de ataque. A descontinuidade escalonada 26 é formada a uma distância "Ls" compreendida entre 0,55 e 0,65 vezes a envergadura da asa 13 desde a base da descontinuidade 23, e com a corda "bs" não inferior a 0,075 vezes a medida da corda local "ba2" do trapézio de base da asa 13 sem a descontinuidade 26 e o seu bordo de ataque. A descontinuidade 9 7625 30 da empenagem horizontal 29 é formada à distância "Ls.or" compreendida entre 0,25 e 0,35 vezes a envergadura da empenagem horizontal 29, e a medida da corda não é inferior a 0,2 vezes a medida da corda local "b" da empenagem horizontal 29, incluindo a descontinuidade 30.

As "winglets" 31 constituem não menos de 0,03% da área de superfície do trapézio de base da asa. As "winglets" estão fixas à asa fazendo um ângulo não superior a 20° em relação ao plano vertical e a corda das suas bases são rodadas para fora em 2 a 5o em relação às cordas da extremidade da asa, e a rotação aerodinâmica é também de 2 a 5o. O orifício de entrada para cada motor compreende uma tomada de ar subsónica com bordo de ataque curvo. As tomadas de ar localizam-se na superfície lateral da fuselagem, por baixo do carenagem de ligação na união da asa com a fuselagem, garantindo desta forma a operação estável dos motores em todos os modos de voo, mesmo com grandes ângulos de incidência. O funcionamento da aeronave é como a seguir se indica.

Antes do voo, o motor 4 da unidade auxiliar de potência é iniciado. Com a unidade auxiliar de potência em operação, os sistemas da aeronave são todos verificados por meio da energia que lhes é fornecida. 10 7625

Durante a verificação, ou imediatamente a seguir, são ligados os motores da unidade principal de potência. Para arranque dos motores da unidade principal de potência, o ar comprimido vem do receptor através do orifício de saída 22 para os arrancadores da unidade principal de potência. A utilização de ar para arranque dos motores reduz o consumo de energia na operação da aeronave.

Em caso de necessidade, a unidade auxiliar de potência também pode ser ligada durante o voo, de modo fornecer energia eléctrica e ar comprimido aos sistemas da aeronave, em caso de avaria. A estrutura da tomada de ar garante o fluxo descendente da camada de delimitação da superfície da fuselagem.

Na parte superior da tomada de ar estão as válvulas de alimentação auxiliares 16. Ao mesmo tempo, estas válvulas tornam possível evitar mudanças súbitas na pressão do ar. Para evitar a entrada de corpos estranhos no motor, as tomadas de ar são proporcionadas com portas de segurança.

Se os motores estiverem a trabalhar em terra, durante a rolagem, descolagem e aterragem, as portas fecham as tomadas de ar e abrem o acesso do ar através de fenestrações existentes nas carenagens de ligação. 11 7625 0 plano aerodinâmico, os parâmetros da unidade de potência e dos sistemas da aeronave tornam possível voar substancialmente em todos os modos de voo adequados de aeronaves militares actuais e futuras.

As carenagens de ligação formadas à frente da asa e a estrutura das tomadas de ar possibilitam executar voos estáveis e controlado com ângulos de incidência até 40°. A presença de um elevado esforço de tensão proporciona à aeronave a possibilidade de suportar grandes sobrecargas durante as manobras em voo, elevados desempenhos durante a descolagem e ganho rápido de altitude.

Os nove pontos de fixação da carga útil (seis pontos sob as asas, dois pontos sob os apoios da asa e um ponto sob da fuselagem) permitem que a aeronave transporte uma carga de 3000 kg (armamento, depósitos extra de combustível, contentores com sistemas destinados a armas, equipamento de reconhecimento, rádio-electrónica e meios infravermelhos de defesa).

As tomadas de ar protegidas pelas portas 15 durante o movimento em terra, um trem de aterragem adequado para pistas de aterragem em terra e a roda de nariz com guarda-lamas, assim como os elevados desempenhos na descolagem e aterragem tornam possível utilizar a aeronave mesmo em aeródromos pequenos e não equipados. 12 7625 A fuselagem, com as secções dianteiras intermutáveis (na terceira estrutura), torna possível montar uma pequena estação de radar ou laser e um sistema de reconhecimento óptico a bordo. A unidade auxiliar de potência torna possível ligar os principais motores de forma autónoma, fora do aeródromo base. A aeronave está equipada com um sistema eléctrico de controlo remoto completo. Este sistema executa o controlo automático e activo da segurança de voo. 0 sistema também torna possível mudar, para efeitos de treino, as características da estabilidade de voo e manobrabilidade da aeronave de acordo com o tipo de voo a ser simulado. A totalidade do equipamento a bordo da aeronave proporciona: - definição automática dos parâmetros de navegação e pilotagem, necessários para controlar a aeronave durante todas as fase de voo, quer em modo automático, quer em modo manual, incluindo voos a baixa altitude e o desempenho de evoluções altamente aerobáticas a todas as horas do dia e da noite, em condições meteorológicas fáceis e difíceis (por exemplo, aterrando com o mínimo meteorológico de segunda categoria); - a medição, cálculo e demonstração aos pilotos dos parâmetros de voo em modo militar e manuseamento de armas; 13 7625 - verificação automática do estado do equipamento e sistemas da aeronave durante todas as fases de manutenção técnica, em detalhe até ao nível das unidades intermutáveis; - utilização de modos de voo militar e a sua simulação. A simplicidade de construção, a segurança da estrutura da aeronave, da unidade de potência e de todos os sistemas da aeronave, os grandes recursos e total autonomia da aeronave, assim como a elevada tecnologia de operação, o baixo custo do ciclo de vida e os elevados desempenhos técnico e de voo tornam possível executar todas as operações mais avançadas, assim como o treino de pilotos num curto período de tempo.

Lisboa, 27 de Janeiro de 2010 14

Claims (18)

1. 7625 REIVINDICAÇÕES 1. Aeronave, compreendendo uma fuselagem com uma cabina para a tripulação de voo na parte dianteira, um "flap" de travagem na parte superior e entradas de ar laterais, um trem de aterragem, uma unidade de potência compreendendo dois turboreactores, asas em flecha (13) com carenagem de ligação ogival na união da asa com a fuselagem, e proporcionada com um mecanismo para a inclinação da parte dianteira das asas com descontinuidade escalonada no bordo de ataque da asa, empenagens horizontal e vertical, em que a carenagem de ligação na união da asa com a fuselagem é formada com uma envergadura não inferior a 0,15 e não superior a 0,18 vezes a envergadura da asa, e com a corda não inferior a 0,4 e não superior a 0,5 vezes a corda local da asa, a descontinuidade escalonada no bordo de ataque da parte inclinável da asa é formada a uma distância compreendida entre 0,55 e 0,65 vezes a envergadura da asa desde a base da carenagem de ligação, a corda não é inferior a 0,075 vezes a medida da corda local da asa sem a descontinuidade, a empenagem vertical é formada com um plano único e a empenagem horizontal é proporcionada com uma descontinuidade escalonada no bordo de ataque numa distância entre 0,25 e 0,35 vezes a envergadura do compensador da empenagem horizontal, caracterizada por ser proporcionada com uma unidade auxiliar de potência (2) colocada na parte traseira (3) da fuselagem, sendo a unidade auxiliar de potência colocada transversalmente em relação ao eixo longitudinal da fuselagem. 7625
2. 2. Aeronave de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por os motores da unidade de potência serem colocados na parte central da fuselagem com a possibilidade de colocar as suas tubeiras de injecção em frente à empenagem horizontal, e a corda da descontinuidade escalonada do bordo de ataque da empenagem horizontal não ser inferior a 0,2 vezes a medida da corda local, incluindo a descontinuidade.
3. 3. Aeronave de acordo com as reivindicação 1 ou 2, caracterizada por a asa ser proporcionada com "winglets" cuja superfície não é inferior a 0,03 vezes a área do trapézio de base da asa, as referidas "winglets" sendo fixas na asa num ângulo não superior a 20° em relação ao plano vertical, sendo as cordas das suas bases rodadas para o exterior em 2 a 5o em relação às cordas de extremidade da asa e a rotação aerodinâmica sendo também de 2 a 5o.
4. 4. Aeronave de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizada por os gases da unidade auxiliar de potência (2) serem evacuados pela parte lateral da fuselagem.
5. 5. Aeronave de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizada por o motor da unidade auxiliar de potência (2) ser colocado dentro das estruturas da fuselagem.
6. 6. Aeronave de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 5, caracterizada por ser proporcionada com um sistema para arranque dos motores da unidade principal de potência por meio de ar comprimido, compreendendo o sistema tubos de 2 7625 admissão de ar e tubos para alimentar os arrancadores dos motores com ar comprimido.
7. 7. Aeronave de acordo com a reivindicação 6, caracterizada por os referidos tubos de admissão de ar serem incorporados no sistema de ar condicionado.
8. 8. Aeronave de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 7, caracterizada por a unidade auxiliar de potência (2) compreender uma turbina a qás (4) e um redutor (8).
9. 9. Aeronave de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 8, caracterizada por a fuselagem ser proporcionada com diferentes secções dianteiras.
10. 10. Aeronave de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 9, caracterizada por ser proporcionada com portas rotativas (15) , montadas em partes correspondentes da asa e destinadas a fechar as entradas na direcção axial das entradas de ar e os orifícios de entradas suplementares proporcionadas na asa e/ou na fuselagem.
11. 11. Aeronave de acordo com a reivindicação 10, caracterizada por as portas (15) poderem ser colocadas niveladas com a superfície superior da asa (15) .
12. 12. Aeronave de acordo com as reivindicações 10 ou 11, caracterizada por o mecanismo de comando de cada porta estar colocado dentro da própria porta. 3 7625
13. 13. Aeronave de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 12, caracterizada por pelo menos uma válvula de alimentação suplementar (16) ser montada na fuselagem e/ou por trás de cada orifício de entrada.
14. 14. Aeronave de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 13, caracterizada por as secções dianteiras intermutáveis serem fabricadas com estruturas para suportar as cargas do equipamento correspondente colocado nessas secções.
15. 15. Aeronave de acordo com a reivindicação 14, caracterizada por as secções dianteiras serem limitadas pela terceira estrutura.
16. 16. Aeronave de acordo com as reivindicações 14 ou 15, caracterizada por a parte dianteira da fuselagem ser fabricada de modo a poder ser unida por meio da sua terceira estrutura às estruturas das secções dianteiras intermutáveis.
17. 17. Aeronave de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 16, caracterizada por um deflector fixo estar montado no aileron móvel da asa.
18. 18. Aeronave de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 17, caracterizada por ser proporcionada com nove pontos de fixação da carga útil, respectivamente seis pontos sob as asas, dois pontos sob os apoios da asa e um ponto sob a fuselagem. Lisboa, 27 de Janeiro de 2010 4