RO133972A2 - Aeronavă cu decolare şi aterizare pe verticală - vtol de tipul cu geometrie variabilă - Google Patents

Abstract

Invenţia se referă la o aeronavă cu decolare şi aterizare pe verticală, de tipul cu geometrie variabilă, care utilizează acelaşi sistem de propulsie atât pentru decolare/aterizare, cât şi pentru zborul orizontal. Aeronava conform invenţiei este constituită dintr-un fuzelaj (2) aerodinamic, ce are dispuse la partea din spate câte două articulaţii (3 şi 4) cilindrice, superioare şi, respectiv, inferioare, care susţin un sistem (5) de propulsie format din două aripi (6) biplane mobile, care se rotesc în plan orizontal cu un unghi β pe una dintre articulaţiile (4) cilindrice inferioare, aripile (6) biplane mobile putând fi comandate de două actuatoare (15) ce acţionează asupra unor articulaţii (14) cilindrice mobile, fixate pe aripile (6) biplane mobile, fiecare articulaţie (14) cilindrică mobilă având axa de rotaţie paralelă cu axa articulaţiei (4) cilindrice inferioare.

Description

Aeronava cu decolare si aterizare pe verticala - VTOL de tipul cu geometrie variabila

Prezenta invenție se refera la o aeronava cu decolare si aterizare pe verticala - VTOL de tipul cu geometrie variabila care utilizează același sistem de propulsie atit pentru decolare/aterizare cit si pentru zborul orizontal.

Aeronavele care au capacitatea de decolare si de aterizare pe verticală (VTOL) combina avantajele elicopterelor, si anume decolarea si aterizarea pe un spațiu limitat sau pe terenuri greu accesibile, cu avantajele avioanelor convenționale, cum ar fi viteza de croazieră crescută si zborul orizontal cel mai eficient energetic. în ultimele decenii, s-au înregistrat progrese semnificative în domeniul aeronavelor cu decolare si aterizare pe verticală dar până în prezent un progres economic important nu a fost atins.

O mare parte a soluțiilor de aeronave VTOL utilizează sisteme de propulsie separate pentru zborul pe orizontala si pentru zborul pe verticala ceea ce complica construcția, creste greutatea aeronavei si prezintă un cost ridicat.

Pe de alta parte, pentru a creste eficienta in zborul orizontal multe aeronave VTOL utilizează niște aripi fixe, in genul celor de la aeronavele convenționale. Aceste aripi extind foarte mult gabaritul exterior al aeronavei ceea ce micșorează manevrabilitatea aeronavei in spatii restrinse specifice orașelor. De obicei aceste aeronave utilizează rotoare deschise neprotejate care pot sa intre in contact cu mediul înconjurător sau cu ființe umane la aterizare/decolare, ceea ce le face foarte periculoase.

Majoritatea aeronavelor VTOL nu utilizează mijloace de amplificare a tracțiunii si de aceea randamentul zborului vertical este scăzut ncesitind o putere ridicata pentru realizarea sustentatiei la decolare si aterizare.

In consecința devine o necesitate realizarea unui sistem de propulsie foarte eficient, cu amplificarea tracțiunii, care sa fie utilizat atit pentru zborul pe verticala cit si pentru zborul pe orizontala, a cărui acționare sa fie foarte simpla si la care trecerea de la zborul vertical la cel orizontal si invers sa se faca rapid.

Pe de alta parte exista necesitatea de a avea o configurație foarte compacta a unei aeronave la decolare/aterizare care sa poata fi manevrata cu ușurința in mediul urban si care sa poata fi parcata la sol sau pe o nava, in spatii restrinse.

O alta problema pe care o rezolva invenția este acea a protejării rotoarelor împotriva contactului cu mediul exterior pentru a evita accidente aviatice sau răniri de persoane.

a 2018 00738

27/09/2018

Prezenta invenție are ca obiectiv sa definească o arhitectura a unei aeronave cu decolare si aterizare pe verticala care sa utilizeze un singur tip de sistem de propulsie atit pentru zborul pe orizontala cit si pentru cel pe verticala si care sa provoace sustentatia utilizind forțele aerodinamice inclusiv in coditii statice.

Invenția înlătură dezavantajele aratate mai sus prin aceea ca o aeronava cu decolare si aterizare pe verticala si geometrie variabila, utilizează un fuzelaj aerodinamic care la partea din spate prezintă patru articulații cilindrice, doua superioare si doua inferioare, ce susțin un sistem de propulsie. Sistemul de propulsie este format din doua aripi biplane mobile ce se pot roti fiecare pe una dintre articulațiile cilindrice inferioare. Fiecare aripa biplana mobila este formata dintr-un cadru ce conține la parte de jos o aripa inferioara, respectiv la partea de sus o aripa superioara, ambele avind un profil aerodinamic ce prezintă un unghi de incidența, aripa superioara si cea inferioara fiind unite la capete prin doua traverse. Aripa superioara este decalata in plan orizontal fata de aripa inferioara si in cosecinta traversele de capat sunt înclinate. In interiorul fiecărui cadru este fixata o rețea de rotoare (sau elici), așezate in linie si poziționate înclinat fata de orizontala. Fiecare rotor este acționat de un motor electric care este fixat pe o traversa intermediara fixata la un capat pe aripa inferioara si la celalalt pe aripa superioara. Pentru a cistiga spațiu si a mari debitul de aer, doua rotoare vecine sunt suprapuse pe o anumita porțiune. Pe una din traversele de capat, in zona superioara este montata o articulația cilindrica mobila avind axa de rotatie paralela cu axa articulației cilindrice inferioare. Asupra articulației cilindrice mobile actioneaza un actuator liniar ce poate fi realizat de exemplu ca un cilindru hidraulic cu cursa controlata si care este fixat la celalalt capat in articulația cilindrica superioara. Actuatorul liniar este solidar cu un ax care se rotește in articulația cilindrica superioara, axul facind legătură cu o roata dintata. Roata dintata de pe una din articulațiile cilindrice superioare angrenează cu roata dintata de pe cealalalta din articulațiile cilindrice superioare, cea ce sincronizează mișcarea de rotatie a actuatoarelor si de asemenea in cazul defectării unuia din actuatoare asigura funcționarea sistemului de propulsie cu un singur actuator si deci se realizează un nivel de redundanta ridicat. La partea din fata a aeronavei, de o parte si de alta sunt montate doua aripi tip Canard ce pot sa conțină niște flapsuri. In funcționare rotoarele preiau aerul de deasupra cadrului si il expulzează înclinat dedesubtul cadrului. In timpul decolării si aterizării cadrele sunt poziționate cu aripile superioara si inferioara paralel cu planul median longitudinal al aeronavei iar aerul aspirat de rotoare creeaza o depresiune pe suprafața superioara a fuzelajului care se comporta ca un profil aerodinamic. Depresiunea exerciata pe suprafața superioara a fuzelajului creeaza o forța de sustentatie suplimentara care se adauga forței produse de impulsul masei de aer expulzate înclinat de rotoare. In tranziție cadrele încep sa fie rotite spre spate si datorita jetului înclinat de aer apare o forța de propulsie pe orizontala. Pe măsură ce viteza aeronavei creste aripile Canard preiau o a 2018 00738

27/09/2018 parte din greutatea aeronavei si mențin fuzelajul intr-o poziție ușor înclinată fata de orizontala. Cind viteza de croaziera este atinsa cadrele ajung in poziția in care aripile superioara si inferioara sunt perpendiculare pe planul median al fuzelajului.

Intr-o alta varianta rotoarele sunt distanțate intre ele, fara a fi suprapuse.

Sistemul de propulsie prezintă un randament ridicat inclusiv in timpul decolării si aterizării deoarece utilizează depresiunea creata pe suprafața superioara a fuzelajului pentru a mari forța de sustentatie. In consecința puterea maxima necesara decolării este diminuata comparativ cu soluțiile cunoscute. Schimbarea regimului de zbor se realizează cu ușurința prin manevrarea voletilor de pe aripile Canard, respectiv prin schimbarea regimului de rotatie a diverselor rotoare. Nivelul de redundanta este ridicat deoarece aeronava poate funcționa in continuare in cazul defectării unui rotor sau a unui actuator. Avind o proiecție pe sol redusa la decolare si aterizare aeronava este bine adaptata pentru utilizarea in spatii restrinse, caracteristice de exemplu mediului urban. Lipsa rotoarelor neprotejate reduce posibilitățile de contact cu limitările materiale ale mediului înconjurător si in special contactul cu oamenii, care poate fi fatal.

Se dau mai jos un număr de exemple de realizare a invenției in legătură cu figurile 1, 2, 3, 4, 5 si 6 care reprezintă:

Fig. 1, o vedere izometrica a unei aeronave cu decolare si aterizare pe verticala cu o in poziția de decolare/aterizare;

Fig. 2, o secțiune transversala prin aeronava in poziția de decolare/aterizare;

Fig. 3, o vedere parțiala de sus a aeronavei;

Fig. 4, secvențele de zbor ale aeronavei văzută de sus;

Fig. 5, o vedere izometrica a aeronavei in poziția zborului orizontal;

Fig. 6, o vedere laterala a aeronavei in poziția zborului orizontal.

Intr-o prima varianta o aeronava 1, cu decolare si aterizare pe verticala si geometrie variabila, utilizează un fuzelaj 2 aerodinamic care la partea din spate prezintă doua articulații cilindrice superioare 3 si doua articulații cilindrice inferioare 4, ce susțin un sistem de propulsie 5 ca in figurile 1, 2, 3, 4, 5 si 6. Fiecare articulație cilindrica superioara 3 este decalata atit pe verticala cit si pe orizontala fata de articulația cilindrica inferioara 4 corespunzătoare. Sistemul de propulsie 5 este format din doua aripi biplane mobile 6 ce se pot roti fiecare pe una dintre articulațiile cilindrice inferioare 4. Fiecare aripa biplana mobila 6 este formata dintr-un cadru 7, avind o forma considerata ca fiind rectangulara, ce conține la parte de jos o aripa inferioara 8, respectiv la partea de sus o aripa superioara 9, ambele avind un profil aerodinamic ce prezintă un unghi de incidența, aripa superioara a 2018 00738

27/09/2018 si cea inferioara 8 fiind unite la extremități prin doua traverse 10, de capat. Aripa superioara 9 este decalata in plan orizontal fata de aripa inferioara 8 si in cosecinta traversele 10 de capat sunt înclinate. In interiorul fiecărui cadru 7 este fixata o rețea de rotoare 11, așezate in linie si poziționate înclinat fata de orizontala cu un unghi a, care este egal sau foarte apropiat cu unghiul de înclinare al cadrului 7. Fiecare rotor 11 este acționat de un motor electric 12 care este fixat pe o traversa intermediara 13 fixata la un capat pe aripa inferioara 8 si la celalalt pe aripa superioara 9. Traversele intermediare 13 prezintă o forma arcuita spre in jos. Pentru a cistiga spațiu si a mari debitul de aer, doua rotoare 11 vecine sunt suprapuse pe o anumita porțiune. Pe una din traversele 10 de capat, in zona superioara este montata o articulația cilindrica mobila 14 avind axa de rotatie paralela cu axa articulației cilindrice inferioare 4. Asupra articulației cilindrice mobile 14 actioneaza un actuator 15, liniar, ce poate fi realizat de exemplu ca un cilindru hidraulic cu cursa controlata si care este fixat la celalalt capat in articulația cilindrica superioara 3. Actuatorul 15 liniar este solidar cu un ax 16 care se rotește in articulația cilindrica superioara 3, axul facind legătură cu o roata dintata 17 (figura 3). Roata dintata 17 de sub una din articulațiile cilindrice superioare 3 angrenează cu roata dintata 17 de sub cealalalta din articulațiile cilindrice superioare 3, cea ce sincronizează mișcarea de rotatie a actuatoarelor 15 si de asemenea in cazul defectării unuia din actuatoare asigura funcționarea sistemului de propulsie 5 cu un singur actuator 15 si deci se realizează un nivel de redundanta ridicat. La partea din fata a aeronavei 1, de o parte si de alta sunt montate doua aripi 18, fixe, tip Canard ce conțin niște flapsuri 19. In staționare aeronava 1 folosește ca tren de aterizare doua traverse intermediare 13 de pe fiecare cadru 7, si anume cele situate la extremele cadrului 7. Pentru a limita solicitările din staționare asupra articulațiilor cilindrice inferioare 4, fuzelajul 2 se sprijină prin intermediul aripilor 18 pe doua din traversele 10 de capat. In funcționare rotoarele preiau aerul de deasupra cadrului 7 si il expulzează înclinat dedesubtul cadrului 7. In timpul decolării si aterizării (figurile 1, 2 si 4a) cadrele 7 sunt poziționate cu aripile superioara 9 si inferioara 8 paralel cu planul median longitudinal al aeronavei 1 iar aerul aspirat de rotoarele 11 creeaza o depresiune pe suprafața superioara a fuzelajului 2 care se comporta ca un profil aerodinamic. Depresiunea exerciata pe suprafața superioara a fuzelajului 2 creeaza o forța de sustentatie suplimentara Fs care se adauga forței Fr produse de impulsul masei de aer expulzate înclinat de rotoarele 11 (figura 2). Rezultanta celor doua forte Fs si Fr este forța totala de sustentatie Ft care este cu circa 20% mai mare decit forța Fr. In tranziție (figura 4b) cadrele 7 încep sa fie rotite spre spate cu un unghi β si datorita jetului înclinat de aer apare o forța de propulsie pe orizontala. Pe măsură ce viteza aeronavei creste aripile 18, de tip Canard preiau o parte din greutatea aeronavei 1 si mențin fuzelajul 2 intr-o poziție substanțial orizontala. Cind viteza de croaziera este atinsa (figura 4c, 5 si 6) cadrele 7 ajung in poziția in care aripile superioara 9 si inferioara 8 sunt perpendiculare pe planul median al fuzelajului 2. In acest caz fuzelajul 2 are o poziția ușor înclinată fata de orizontala cu un unghi ζ care este controlata a 2018 00738

27/09/2018 eventual prin înclinarea flapsurilor 19, favorizind obținerea unei forte de propulsie pe orizontala cit mai mari. Controlul aeronavei 1 este realizat in principal prin variația vitezei de rotatie a diverselor rotoare 11 si prin acționarea flapsurilor 19. Pentru un control mai strict se pot monta flapsuri si pe aripile superioara 9 si inferioara 8. Geometria aeronavei 1 este variabila deoarece in cele doua poziții extreme ale cadrelor 7 geometria (configurația) aeronavei 1 este modificata substanțial.

Intr-o prima varianta aeronava 1 este alimentata cu energie electrica de la un pachet de baterii electrice conținut in fuzelajul 2.

Intr-o alta varianta aeronava 1 este alimentata cu energie electrica de o unitate hibrida conținuta in fuzelajul 2.

Intr-o alta varianta rotoarele 11 sunt distanțate intre ele, fara a fi suprapuse.

Intr-o alta varianta acționarea cadrelor 7 se poate realiza cu doua actuatoare rotative (nefigurate) ce actioneaza pe axul 16 al fiecărei roti dintate 17, fiecare actuator rotativ actionind un echilibror telescopic in locul actuatorului 15 de la exemplul anterior.

Intr-o alta varianta aripa biplana 6 poate avea forma unui cadru cu laturile curbate.

Claims (13)

1. Revendicări

   1. Aeronava cu decolare si aterizare pe verticala si geometrie variabila de tipul celor care utilizează o propulsie electrica distribuita caracterizata prin aceea ca o aeronava (1) utilizează un fuzelaj (2), aerodinamic, care la partea din spate prezintă doua articulații cilindrice superioare (3) si doua articulații cilindrice inferioare (4) ce susțin un sistem de propulsie (5), format in principal din doua aripi biplane mobile (6) ce se pot roti fiecare in plan orizontal cu un unghi β pe una dintre articulațiile cilindrice inferioare (4), aripile biplane mobile (6) puțind fi comandate de doua actuatoare (15) ce actioneaza asupra unor articulații cilindrice mobile (14) fixate in zona superioara pe aripile biplane mobile (6), fiecare articulație cilindrica mobila (14) avind axa de rotatie paralela cu axa articulației cilindrice inferioare (4).
2. 2. Aeronava ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca fiecare articulație cilindrica superioara (3) este decalata atit pe verticala cit si pe orizontala fata de articulația cilindrica inferioara (4) corespunzătoare.
3. 3. Aeronava ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca fiecare aripa biplana mobila (6) este formata dintr-un cadru (7), avind o forma considerata ca fiind rectangulara, ce conține la parte de jos o aripa inferioara (8), respectiv la partea de sus o aripa superioara (9), ambele avind un profil aerodinamic ce prezintă un unghi de incidența, aripa superioara (9) si cea inferioara (8) fiind unite la extremități prin doua traverse (10), de capat, si aripa superioara (9) este decalata in plan orizontal fata de aripa inferioara (8) si in cosecinta traversele (10) de capat sunt înclinate.
4. 4. Aeronava ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca fiecare aripa biplana mobila este formata dintr-un cadru avind laturile curbate.
5. 5. Sistem de propulsie ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca in interiorul fiecărui cadru (7) este fixata o rețea formata din niște rotoare (11), așezate in linie si poziționate înclinat fata de orizontala cu un unghi a, ce poate fi egal cu unghiul de înclinare al cadrului (7), fiecare rotor (11) fiind acționat de un motor electric (12), montat pe o traversa intermediara (13) care este fixata la un capat pe aripa inferioara (8) si la celalalt pe aripa superioara (9), si traversele intermediare (13) prezintă o forma arcuita spre in jos, si pentru a cistiga spațiu si a mari debitul de aer, doua rotoare 11 vecine sunt suprapuse pe o anumita porțiune.
6. 6. Sistem de propulsie ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca rotoarele (11) sunt distanțate intre ele, fara a fi suprapuse.

   a 2018 00738

   27/09/2018
7. 7. Aeronava ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca actuatorul (15) este de tipul liniar, puțind fi realizat ca un cilindru hidraulic cu cursa controlata, si fiecare actuator (15), liniar este solidar cu un ax (16) care se rotește in articulația cilindrica superioara (3), axul (16) facind legătură cu o roata dintata (17), si roata dintata (17) este situata sub una din articulațiile cilindrice superioare (3) si angrenează cu roata dintata (17) de sub cealalalta din articulațiile cilindrice superioare (3), cea ce sincronizează mișcarea de rotatie a actuatoarelor (15) si in cazul defectării unuia din actuatoare, asigura funcționarea sistemului de propulsie (5) cu un singur actuator (15).
8. 8. Aeronava ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca acționarea cadrelor (7) se realizează cu doua actuatoare rotative ce actioneaza pe axul (16) al fiecărei roti dintate (17), fiecare actuator rotativ actionind un echilibror telescopic.
9. 9. Aeronava ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca la partea din fata a aeronavei (1), de o parte si de alta a fuzelajului (2) sunt montate doua aripi (18), fixe, tip Canard, ce conțin niște flapsuri (19), de comanda.
10. 10. Metoda de funcționare a unei aeronave cu decolare si aterizare pe verticala si geometrie variabila caracterizata prin aceea ca in staționare aeronava (1) folosește ca tren de aterizare doua traverse intermediare (13) de pe fiecare cadru (7), si anume cele situate la extremele cadrului (7), si pentru a limita solicitările din staționare asupra articulațiilor cilindrice inferioare (4), fuzelajul (2) se sprijină prin intermediul aripilor (18) pe doua din traversele (10) de capat, si in funcționare rotoarele (11), acționate de motoarele electrice (12), preiau aerul de deasupra cadrului (7) si il expulzează înclinat dedesubtul cadrului (7), si in timpul decolării si aterizării cadrele (7) sunt poziționate cu aripile superioara (9) si inferioara (8) paralel cu planul median longitudinal al aeronavei (1) iar aerul aspirat de rotoarele (11) creeaza o depresiune pe suprafața superioara a fuzelajului (2) care se comporta ca un profil aerodinamic, si depresiunea exerciata pe suprafața superioara a fuzelajului (2) creeaza o forța de sustentatie suplimentara Fs care se adauga forței Fr produse de impulsul masei de aer expulzate înclinat de rotoarele (11), si rezultanta celor doua forte Fs si Fr este forța totala de sustentatie Ft care este cu circa 20% mai mare decit forța Fr, si in tranziție cadrele (7) încep sa fie rotite spre spate cu un unghi β si datorita jetului înclinat de aer apare o forța de propulsie pe orizontala, si pe măsură ce viteza aeronavei creste, aripile (18), de tip Canard, preiau o parte din greutatea aeronavei (1) si mențin fuzelajul (2) intr-o poziție substanțial orizontala, si in zborul orizontal, viteza de croaziera este atinsa si cadrele (7) ajung in poziția in care aripile a 2018 00738

    27/09/2018 superioara (9) si inferioara (8) sunt perpendiculare pe planul median al fuzelajului (2), si fuzelajul (2) are o poziția ușor înclinată fata de orizontala cu un unghi ζ, poziție care este controlata prin înclinarea flapsurile (19), favorizind obținerea unei forte de propulsie pe orizontala majorate.
11. 11. Metoda ca la revendicarea 10 caracterizata prin aceea ca controlul aeronavei (1) este realizat prin variația vitezei de rotatie a diverselor rotoare (11) si prin acționarea flapsurilor (19).
12. 12. Aeronava ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca motoarele electrice (12) se alimentează de la un pachet de baterii electrice conținute in fuzelajul (2).
13. 13. Aeronava ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca motoarele electrice (12) se alimentează de la o unitate hibrida conținuta in fuzelajul (2).