WO2005086563A2 - Rotor para aeronaves convertibles y aeronave convertible que lo incorpora - Google Patents

Rotor para aeronaves convertibles y aeronave convertible que lo incorpora Download PDF

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WO2005086563A2
WO2005086563A2 PCT/ES2005/000093 ES2005000093W WO2005086563A2 WO 2005086563 A2 WO2005086563 A2 WO 2005086563A2 ES 2005000093 W ES2005000093 W ES 2005000093W WO 2005086563 A2 WO2005086563 A2 WO 2005086563A2
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Juan De La Cierva Hoces
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Industria Helicat Y Alas Giratorias, S.L.
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    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement

Definitions

  • the invention relates generically to convertible aircraft. Specifically, the present invention relates to a rotor for a convertible aircraft between rotating wings mode to airplane mode, which is driven by propeller engines of the aircraft itself through a torque transmission provided with rotor clutch and brake means, and with means for controlling the pitching and warping of the rotor rotation shaft.
  • a subject of the present invention is also a convertible aircraft incorporating such a rotor.
  • helicopter wings mode means both a helicopter mode and an autogyro operating mode.
  • the autogyro is defined and protected, which is a rotating wing device whose main lift in flight comes from the reaction of air over a system of planes or rotors that can rotate freely.
  • the autogyro can be said to be an airplane provided with propeller-shaped wings, articulated on a vertical axis, which rotate as a result of the resistance of the air during the advance of the apparatus and serve as support from the moment of the invention of the Autogyro in Madrid by Juan de la
  • This aircraft also has retaining means for retaining the wing in a fixed position without the possibility of rotation, retaining means for supporting it in position with respect to pivoting, and means for releasing both retention means voluntarily.
  • the "Fairey Gyrodyne” is a convertible aircraft, designed in Great Britain in 1946 by Fairey Aviation Ltd.
  • This convertible aircraft is a hybrid aircraft between helicopter and autogyro, which uses a propeller on the port side that serves to compensate the torque generated by Apply the power to the rotor.
  • autogyro mode for fast flight the same propeller serves to provide thrust to the aircraft.
  • the ship reached a maximum speed of 200 km / h., A world record for rotating-wing aircraft then, on June 28, 1948.
  • the original Gyrodyne was extensively modified to be converted into the
  • Rotodyne made its first helicopter flight on November 6, 1957 and the first transition to horizontal flight took place in mid-April of the following year.
  • the Rotodyne had a fuselage of orthodox conception of quadrangular section with short rectangular wings on which the turbines were mounted Eland
  • the tricycle undercarriage retracted inside the engine gondolas.
  • Vertical take-off was achieved thanks to a large "four-blade” rotor, with reaction impellers at its tips, which were fed with compressed air purged from the turbines and mixed with fuel. Possibly they were statorreactors. Each turbine fed two opposite blades in order to avoid asymmetries in case of engine failure.
  • This convertible aircraft has a cruising speed of 432 km / h and the various weapons of the United States armies have ordered several hundred units.
  • the maximum speed reached by the V-22 Osprey is 510 Km / h.
  • US Patent 5,727,754, of Carter Copter describes a convertible or hybrid aircraft between autogyro and aircraft, equipped with an autogyro rotor, variable pitch propeller for propulsion and wings with a relatively small surface.
  • the CarterCopter is a convertiplane that is under development in the United States on the date of filing of this patent.
  • the CarterCopter company has announced its intention to reach high maximum speeds using a technology, called " ⁇ -1", where ⁇ is the ratio between the forward speed of the rotor blade tip and the linear speed of the CarterCopter.
  • Carter maintains that for values of ⁇ greater than 1, corresponding to high speeds of the apparatus, the lift comes only of the wings of the CarterCopter and the resistance to the advance of the rotor, auto rotating at very low rotation speed, is also very low, which will allow the aircraft to reach high forward speeds while the rotor will remain in auto rotation at speed of slow rotation and will remain stable aided by masses installed inside the blades near its tip.
  • the present invention aims to provide a new development of convertible aircraft, as well as a method of operation of this aircraft, to solve the problem posed and fill this void outlined.
  • the object of the invention is a rotor for convertible aircraft between rotating wing modes to airplane mode, again concept and functionality, of the type mentioned at the beginning, which in essence is characterized in that the Transmission comprises a lower cardan joint, adapted for the transmission of torque from the drive motors to the rotor, and an upper cardan joint, located adjacent to the rotor, or control cardan, whose box rotates supported on a circular bearing integral with the structure or fuselage of the aircraft, adapted for the transmission of the torque from the propeller engines to the rotor and for the transmission of the lift force from the rotor to the fuselage, and because the rotor also comprises, in at least one of its blades: a first motor, mounted in solidarity with the end of the rotation shaft of the rotor, adapted to carry out the folding of the blade on an axis parallel to that of the rotation shaft of the rotor, a second motor, integral with a block that mounts the shaft support of rotation of the blade on itself, to produce the variation
  • the new and inventive features of the method of the present invention allow providing a hybrid aircraft with triple helicopter-autogyro-airplane functionality.
  • the support for a range of low speeds is produced by means of the rotor, in rotating wings mode, and the lift for a range of high speeds occurs through the fixed wings, being able to reach maximum and cruising speeds. far superior to those allowed today in rotating-wing aircraft.
  • lift can also be produced by the wings. and the rotor in autogiro mode, simultaneously.
  • Take-off and landing can be done in rotating wings mode, that is, both in autogyro mode and helicopter mode, with the motors clutched to the rotor.
  • the aircraft turns out to be a hybrid helicopter-autogyro-aircraft aircraft, triple functionality unknown until now, being able to make the direct or reverse transition to airplane mode both from a helicopter mode and from an autogyro operating mode.
  • Fig. 1 is a schematic perspective view of a rotor according to the pre- I set up invention, with the rotor blades deployed for operation in rotating wings mode;
  • Fig. 2 is a side elevational view of a convertible aircraft according to the present invention, incorporating a rotor according to Fig. 1, whose blades are deployed for operation in rotating wings mode, and with the landing gear deployed; • '•.
  • Fig. 1 is a schematic perspective view of a rotor according to the pre- I set up invention, with the rotor blades deployed for operation in rotating wings mode
  • Fig. 2 is a side elevational view of a convertible aircraft according to the present invention, incorporating a rotor according to Fig. 1, whose blades are deployed for operation in rotating wings mode, and with the landing gear deployed; • '•.
  • Fig. 1 is a schematic perspective view of a rotor according to the pre- I set up invention, with the rotor blades deployed for operation in rotating wings mode
  • FIG. 3 is a perspective view of the convertible aircraft of Fig. 4, in a phase of flight in rotating wings mode;
  • Fig. 4 is another perspective view of the aircraft of Fig. 2, in which the rotor is shown in a first stage of the transition to airplane mode.
  • Fig. 5 is another perspective view of the aircraft of Fig. 2, in which the rotor is shown at a later stage of the transition to airplane mode;
  • Fig. 6 is another perspective view of the aircraft of Fig. 2, in its operating airplane mode, once one of the rotor blades has been rotated 180 °;
  • Fig. 7 is a schematic front elevation view of the rotor of the invention, corresponding to the position of the blades of Fig. 5;
  • Fig. 8 is a view analogous to that of Fig. 7, in which one of the blades has been rotated on a horizontal axis prior to the adoption of the airplane mode position.
  • the convertible aircraft 1 of the invention is a hybrid aircraft between a helicopter, a gyroplane and a fixed-wing aircraft.
  • the convertible aircraft 1 comprises a fuselage 2, conventional fixed wings 3 provided with ailerons, a conventional tail 4 with rudders, propeller motors 5, a rotor 6 of blades 7, 8, a transmission between the propeller engines 5 and the rotor 6, equipped with brake and clutch means 22 of rotor 6, a landing gear, transition means from helicopter mode to autogyro mode and vice versa, direct and reverse transition means from rotating wings (autogyro or helicopter) to airplane mode, described below, and pressurization and heating means of the cabin 12.
  • a landing gear which is not shown, consisting of retractable wheels, fixed skis or "semi-retractable" type.
  • the convertible aircraft 1 illustrated in the drawings is an apparatus with two propeller engines 5 that always operate at constant speed and move two variable pitch propellers 11.
  • the pitch of the propellers 11 may become negative.
  • Fig. 2 it can be seen that the drive motors 5 are connected to the rotor 6 by means of a transmission 10, which also transmits the rotational movement to the propeller 11 through a torque transmission system 23.
  • said transmission 10 is formed by a first drive pulley 13, linked to the axis of rotation of the motor 6, a driven pulley 15, linked to the axis of rotation 45 of the propeller 11 on one side and the torque transmission system 23 on the other side.
  • a chain 14 transmits the movement of the drive pulley 13 to the driven pulley 15.
  • the torque transmission system 23 comprises a coupling 46 to transmit the rotation and torque from the pulley 15 to the shaft 24 of the rotor 6 (the shaft 24 is centrally located in the aircraft 1), a brake assembly 21 and gear There are 22 and two together cards 25 and 26, which are described more. ahead.
  • the shaft 24 of the rotor 6 is hollow, to house inside the hydraulic pressure and return tubes and the power and signal wiring for the control and control of the aircraft 1.
  • the aircraft 1 of the invention also has means for controlling the warping and warping of the rotation shaft 24 of the rotor 6.
  • the lower cardan joint 25 (Fig. 2) serves to transmit the torque from the drive motors 5 to the rotor 6 and the upper cardan joint 26, located adjacent to the rotor 6, or control cardan 26, serves to transmit the torque from the drive motors 5 to the rotor 6 and for the transmission of the lift force from the rotor 6 to the fuselage 2.
  • Fig. 1 it can be seen that the housing 27 of the control card 26 rotates supported on a circular bearing 28, integral with the structure or fuselage 2 of the aircraft 1.
  • the blades 7, 8 of the rotor 6 further comprise plus a first hydraulic motor 17, mounted integral with the end of the rotation shaft 24 of the rotor 6, which is used to make the blade 7, 8 retracted on an axis 30 parallel to that of the rotation shaft 24 of the rotor 6, and a second hydraulic motor 18, to produce the variation of the collective or individual passage of the blades 7, 8 of the 5 rotor 6 along a rotation axis 34 perpendicular to that of the rotation shaft 24 of the, • • .. rotor 6. -7
  • the second hydraulic motor 18 is linked to the axis of rotation of the blade through a block 32 that mounts the support 33 of the axis of rotation of the blade 7, 8 on itself. 10
  • the axis of rotation of the blade 7, 8 is integral with a clamp 41 holding the root 42 of the corresponding blade 7 and 8 which, to produce the variation of the collective or individual passage of the blades 7 and 8, is actuated by said second pneumatic motor 18 through a reduction transmission 43 of the rotation of the shaft 30, constituted, in a preferred embodiment, by a "timing belf or timing belt 44 (Fig. 15 1).
  • the rotor 6 is provided with a first and second actuators, consisting of two and respective hydraulic cylinders 35 and 38, which, according to experts will appreciate the description that follows, allows dispensing with the conventional distributor plate system, known in the aeronautical technique like "swash p ⁇ ate".
  • the first hydraulic cylinder 35 actuates it. pitching of the shaft 24 of the rotor 6, that is the inclination towards the bow 36 or towards the stern 37 of the shaft 24, according to a vertical longitudinal plane.
  • the first hydraulic cylinder 35 is integral with a first end of a fixed part of the fuselage 2 and, on its opposite end, acts on the upper control cardan 26, to vary its inclination "forward” or "backward".
  • the second hydraulic cylinder 38 drives the shaft 24 of the rotor 6, that is, its inclination to port 39 or starboard 40, according to a vertical lateral plane.
  • the axis of the second hydraulic cylinder 38 is perpendicular to that of the first actuator 35.
  • the second hydraulic cylinder 38 is integral with a first end of a fixed part of the fuselage 2, and acts at the opposite end on the upper cardan of control 26.
  • said fixed part of the fuselage 2 is here constituted by a support structure 9, known in the art as "pylon", for the support of a closing surface or fairing of the mechanical and dynamic elements of the rotor 6.
  • the previous arrangement of elements allows the lift for a range of "negative" or low speeds (typically between 0 and 150 km / h), is produced by means of the rotor 6, whose axis of rotation has been represented with numerical reference 19, and the convertible aircraft 1 operates in rotating wings mode , that is to say in helicopter mode or autogiro mode, while for higher speeds the lift is carried out through the fixed wings 3, for a flight in airplane mode or fixed wings.
  • the lift can also occur, for a given range of intermediate speeds, by means of wings 3 and rotor 6 in autogyro mode, simultaneously.
  • the convertible aircraft 1 of the invention can take off and land in 10 rotating wings mode, that is to say both in autogyro mode and in helicopter mode, with the propellant motors 5 clutched to the rotor 6, and the direct or reverse transition to airplane mode can be carried out both from helicopter mode and from autogyro mode.
  • FIGs. 5 and 6 shows the convertible aircraft 1 with blades 7, 8 of -20 .. - rotor. 6. rotated .and deployed aft, for operation in airplane mode of ⁇ fixed wings, and with the landing gear retracted. In this flight mode the rotor 6 is stopped. Propellers 11 continue, obviously, turning.
  • the rotor 6 of the convertible aircraft 1 illustrated by way of non-limiting example has two blades 7 and 8 of the collapsible type, both on the ground and in flight, of symmetrical aerodynamic profile with respect to the rope of the aerodynamic profile of the blade , and of variable rope, the rope being greater at the root than at the tip of the blades, as seen in 1, 7 and 8.
  • the relationship between the thickness and the rope of the aerodynamic profile of the blades is comprised between 0.1 and 0.2.
  • the profile of the blades is advantageously of the NACA 0012 type or another 30 of the symmetrical type.
  • the rotor 6 is hinged, in the conventional manner, and on the longitudinal axis of the blades, to change its pitch both cyclically and collectively.
  • the blades 7 and 8 of the rotor 6 can rotate on vertical shafts equipped by the first hydraulic motors 17 (Figs. 1, 7 and 8), controlled by a system co- known as "x-by-wire", described below and which also controls the second hydraulic motors 18, with horizontal axes.
  • This type of folding blades 7, 8 on the ground makes it possible to fold the blades and obtain minimum dimensions of the aircraft 1, and thus have a place in the elevators of aircraft carriers or in small hangars.
  • the blades 7, 8 of the rotor 6 of the convertible aircraft 1 of the present invention are also retractable in flight, as described below.
  • the clutch 22 of the transition means from helicopter mode to autogyro mode and vice versa is decoupled for the passage from helicopter mode to autogyro mode, so that the rotor 6 becomes self-authorizing, and is coupled for the passage from autogyro mode to helicopter, in that the rotor 6 is driven by the drive motors 5.
  • the hydraulic motors 18 constitute a means of direct and reverse transition from mode to rotary wings to mode, whose individual or joint control allows to regulate the cyclic and collective passage, respectively, of the blades 7, 8 of the rotor 6, allowing in particular to adjust to zero said steps, to thereby eliminate the lift of the rotor 6 in airplane mode.
  • the regulation of the collective passage is executed in this embodiment by means of the second hydraulic motors 18, replacing the conventional distributor plate, known in the aeronautical technique as "swash p ⁇ ate", consisting of a set that controls the pitching of the rotor blades , with a fixed lower element controlled by the pilot or the "x-by-wire” system, and an upper element, which rotates with the rotor attached to the paddle pitch control arms.
  • swash p ⁇ ate consisting of a set that controls the pitching of the rotor blades , with a fixed lower element controlled by the pilot or the "x-by-wire” system, and an upper element, which rotates with the rotor attached to the paddle pitch control arms.
  • the means of direct and inverse transition from rotating wings to airplane mode also comprise the brake 21 (Fig. 2) of said transmission, it is adapted to completely stop the rotation of the rotor 6 in airplane mode.
  • Said brake 21 can be constituted by a conventional brake, for example of disc, of those normally used in automotive.
  • a suitable mechanism combined with the brake mechanism, allows the blades 7, 8 of the rotor 6 to be stopped transverse to the direction of flight, for the direct transition from rotating wings to airplane mode.
  • first hydraulic motors 17 and second hydraulic motors allow the direct and reverse transition from rotating wings mode to airplane mode.
  • the first hydraulic motors 17 are adapted to fold back the pa- 7 and 8 towards the stern of the aircraft 1 until they are located with its longitudinal axis aligned with the direction opposite to that of the movement of the aircraft 1, during the direct transition from autogyro-helicopter mode to airplane mode, as explained below .
  • the first hydraulic motors 17 allow, in particular, to rotate at least one of the blades 7 or 8 of the rotor 6 up to about 180 ° on its axis of rotation and to deploy the rotated and the non-rotated blades, independently of each other, to an azimuthal position determined by a predetermined range of angles, during the direct transition.
  • said predetermined range of angles is between 30 and 90 °.
  • the first hydraulic motors 17 are also adapted to adjust, by an additional vertical rotation, the angle of attack of the blades 7, 8 rotated and deployed, so that they remain on the conventional fixed wings 3 of the aircraft, parallel to them, as a biplane, approximately as seen in Fig. 6.
  • the convertible aircraft 1 makes extensive use of a technology that has recently emerged and is known by the name of "fly-by-wire” or, more generally, "x-by-wire”.
  • the "x-by-wire” technology consists in replacing the mechanical elements of the aircraft control system (levers, bars, pulleys, gears, cables, etc.) with groups of sensors for the controls and actuators for the elements of control, all managed by redundant digital computers and a suitable program. All the elements, computers, sensors and ac- Tuadores are linked by a digital data transmission system, preferably based on fiber optic cables.
  • the "x-by-wire" system is therefore a control system for the different phases of the different transitions, which are explained below, free of manipulable mechanical elements between the control levers and the control elements of the aircraft, in that the different phases of the different transitions are programmable and are executed automatically, provided with redundant safety elements, consisting of redundant computers, sensors and actuators.
  • propeller engines 5 of the aircraft in the preferred embodiment, based on propeller engines 5 to variable pitch propellers 11, they are arranged aft with respect to the conventional fixed wings 3, as seen in the drawings. t l ...
  • the engines, thrusters 5. can , be moto.r, ea-a. piston a. - gas turbine or reaction.
  • the convertible aircraft 1 of the invention is a helicopter-autogyro-airplane hybrid aircraft, and can operate in all three modes. The different modes of operation and the different transitions of the convertible aircraft 1 according to the invention are described below.
  • Helicopter mode Takeoff, landing of the convertible aircraft 1 and its flight at very low speeds (0 to 40 km / h) is done in Helicopter Mode.
  • the drive motors 5 are clutched to the rotor 6, and the torque required to compensate for the torque generated by the application of driving power to the rotor prevent the rotation of the fuselage 2 is created by the two propellers 1 1 which, In this flight mode, they generate a differential thrust to originate this pair.
  • the propellers 11 generate equal and opposite thrusts, one forward and the other backward, for which one of the propellers uses negative pitch. tivo.
  • the longitudinal and lateral displacements are controlled by acting on the cyclic and collective steps of the rotor 6 and the steps of the propellers 11, and the directional movements are executed by changing the differential thrusts of the propellers 11, which continue to generate a torque compensating forces 5 d of the torque applied by the propeller engines 5 to the rotor 6.
  • the convertible aircraft under these conditions, behaves like a helicopter with a high degree of authority in the six control dimensions, the three longitudinal and The three angular ones.
  • the fixed wings 3 contribute little or nothing to the airborne lift of the aircraft 1. Moreover, they are parasitic elements that reduce the lift of the rotor 6, because they are interspersed in its aerodynamic flow.
  • the convertible aircraft 1 When the convertible aircraft 1 acquires an orientative speed 15 of about 40 km / h, the rotor 6 is disengaged from the propeller motor 5 and the cyclic and collective steps of the rotor 6 are adjusted so that the latter auto-rotates. The thrust of both propellers 11 is bent, since disengaging the rotor 6 disappears the torque that makes it rotate in Helicopter mode. Under these conditions, the convertible aircraft 1 flies like a gyroplane until it reaches an approximate speed of about 150 1.20- .. Km / h. Under these conditions, fixed-wings 3 contribute slightly to the lift of aircraft 1, but cease to be a parasitic element as they were in Helicopter Mode, which helps to increase the flight efficiency of aircraft 1.
  • the flight in Autogyro Mode also improves the aerodynamic performance of a typical flight of the convertible aircraft 1.
  • the following describes the transition from a gyro or helicopter mode to an airplane mode of the convertible aircraft 1 of the invention, possible thanks to the new characteristics of the rotor 6 of the invention.
  • the convertible aircraft 1 transitions to Airplane Mode by executing the following sequence of operations, proper and characteristic of the present invention, from the position of the rotor 6 shown in Figs. 1 to 3:
  • FIG. 7 in a schematic view in front elevation of the rotor-6, the position of the blades 7 and 8 corresponding to the position of Fig. 5 is shown, and in Fig. 8 one of the blades 7 is shown, being rotated, it has been rotated on a horizontal axis in an intermediate position prior to the adoption of the airplane mode position, shown in Fig. 6. In Figs. 7 and 8 blade 8 is hidden by the respective block 32.
  • the convertible aircraft 1 is governed using its aerodynamic elements, that is, the tail rudders 20, ailerons of the fixed wings 3 and passage of the propellers 11.
  • the pressurization and heating system of the cabin 12 must also be operated and the optimum height to be comfortably flown to achieve the desired flight speed and compatible with the air traffic control instructions.
  • the convertible aircraft 1 must ascend to the optimum height, optimize its flight characteristics like an airplane, using the cabin pressurization and heating to keep it within a temperature range and comfortable indoor atmospheric pressure. For that ascent and the cruise flight, the corresponding air traffic control requirements will also be taken into account.
  • the appearance of the convertible aircraft 1 in flight in Airplane Mode is shown, in Figs. 4 to 6.,
  • the flight of the 1 .en convertible aircraft. Airplane mode is controlled with conventional aerodynamic actuators, such as rudders 20 and ailerons, and with the control of the thrust propellers ("pushers").
  • the complicated transition maneuvers will simply be programmed in the central computers of the system, where, in addition, they will be optimized for all Variations of the parameters of each flight, such as "Payload”, amount of fuel, ambient altitude and temperature, transition speed and many others.
  • the pilot should only command the control system of his order to execute the transition by pressing an appropriate command, and. the program will take care of. execute the opera- sequence perfectly. tion required in each case.
  • the execution of the transition could even be initiated completely automatically when the pilot indicates, with his normal flight controls, that he wishes to vary the speed of the convertible aircraft 1 above or below each transition speed.
  • the aircraft 1 of the invention further comprises control means, implemented in the "x-by-wirw" system, adapted to prevent the first engine 17, from folding the blade 7, 8, from starting when the rotor 6 is not disengaged from the drive motors 5.
  • the convertible aircraft 1 of the present invention is a hybrid aircraft (or "convertiplane") between a helicopter, a gyroplane and a fixed-wing aircraft, something totally new so far. It is capable of landing and taking off vertically, flying at relatively low speeds in the same way as a helicopter, including hovering and, changing its flight mode, can reach maximum speeds of about 600 km / h, comparable to of fixed-wing aircraft propelled by propellers.
  • the convertible aircraft 1 of the present invention can fly with great efficiency, with specific consumptions comparable to those of a slow-flying helicopter (from zero to about 150 km / h) and to those of a plane in flight at high speeds.

Landscapes

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Abstract

Es accionado por motores propulsores (5) a través de una transmisión de par (23) provista de medios de embrague (22) y freno (21) del rotor, y con medios de control del cabeceo y alabeo del árbol de rotación (24) del rotor. Dicha transmi­sión comprende una junta cardan inferior (25), para la transmisión del par desde los motores propulsores (5) al rotor, y una junta cardan superior (26), cuya caja (27) gira soportada sobre un cojinete circular (28) solidario de la estructura de la aerona­ve (1), para la transmisión del par desde los motores propulsores al rotor y para la transmisión de la fuerza de sustentación desde el rotor al fuselaje. En al menos una de sus palas (7, 8) tiene un primer motor (17), solidario del extremo del árbol de rotación del rotor, para el realizar repliegue de la pala sobre un eje (30) paralelo al del árbol del rotor, y un segundo motor (18), para producir la variación del paso colectivo o individual de las palas del rotor según un eje de rota­ción (34) perpendicular al del árbol (24) del rotor (6).

Description

D E S C R I P C I Ó N
"ROTOR PARA AERONAVES CONVERTIBLES Y AERONAVE CONVERTIBLE
QUE LO INCORPORA"
Sector técnico de la invención
La invención se refiere de forma genérica a aeronaves convertibles. En concreto, la presente invención se refiere a un rotor para una aeronave convertible entre modo alas giratorias a modo avión, que es accionado por motores propulsores de la propia aeronave a través de una transmisión de par provista de medios de embrague y freno del rotor, y con medios de control del cabeceo y alabeo del árbol de rotación del rotor. La presente invención tiene asimismo por objeto una aeronave convertible que incorpora tal rotor.
En cuanto sigue en la presente memoria, por "modo alas giratorias" se en- tenderá tanto un modo helicóptero como autogiro de funcionamiento.
Antecedentes de la invención
En las patentes US 1.590.497 y US 1.947.901 , de Juan de la Cierva y Co- dorníu, entre otras, está definido y protegido el autogiro, el cual es un aparato de alas giratorias cuya principal sustentación en vuelo proviene de la reacción del aire sobre un sistema de planos o rotores que pueden girar libremente. Así, el autogiro puede decirse que es un avión provisto de alas en forma de hélice, articuladas en un eje vertical, que giran por efecto de la resistencia del aire durante el avance del aparato y le sirven de sustentación Desde el momento de la invención del autogiro en Madrid por Juan de la
Cierva y Codomíu en 1923 y hasta el presente, todos los diseñadores de aparatos de alas giratorias, fundamentalmente autogiros y helicópteros, han intentado extender el rango de velocidades de esos aparatos para equipararlas con las de los aviones de alas fijas. Ya desde los primeros modelos de autogiros, sobre todo los dise- nados en los Estados Unidos, fueron diseños híbridos en los que coexistían alas convencionales para vuelo a alta velocidad junto con el rotor, elemento básico para proveer sustentación a bajas velocidades.
Los esfuerzos para lograr altas velocidades de vuelo en aparatos de alas giratorias se han visto frustrados por el hecho fundamental de que un rotor en vuelo a velocidades relativamente altas exhibe un perfil muy asimétrico en la sustentación generada por la pala del rotor cuando "avanza" en el viento provocado por el vuelo hacia delante de la aeronave y cuando "retrocede" en ese mismo viento, el lado opuesto del disco del rotor. Ese perfil de vuelo asimétrico es muy visible si se analiza la velocidad (respecto al viento) de la punta exterior de la pala del rotor. Es fácil ver que cuando la pala se encuentra en posición de avance máximo su velocidad es ¡a suma de las velocidades de rotación y de traslación de la aeronave. En cambio, cuando la pala está en el lado opuesto, su velocidad el la diferencia entre ambas velocidades. Por ello, cuando una aeronave de alas giratorias intenta navegar a velocidades altas, es posible que la punta de la pala llegue a exceder la velocidad del sonido en la pala que avanza y/o entre en pérdida en la pala que retrocede, lo cual causa efectos muy indeseables en el comportamiento del rotor.
Este factor ha limitado la velocidad máxima de las aeronaves de alas girato- rías (autogiros y helicópteros) a poco más de 350 Km/h. Ello contrasta con una velocidad de más de 1.000 Km/h alcanzada rutinariamente por aviones de alas fijas, incluyendo aerotransportes civiles. Esa velocidad es ligeramente inferior a la velocidad del sonido en el aire, que, al nivel del mar, es del orden de 330 m/segundo equivalente a unos 1.200 Km/h. Numerosos aviones militares y algunos civiles (como el "Concorde") alcanzan velocidades supersónicas, pero a costa de incrementos substanciales en consumo, ruido, calentamiento del fuselaje y varias otras características.
En aeronaves de alas giratorias, la asimetría en la sustentación de un rotor ' en vuelo genera también un efecto asimétrico debido a la "pérdida de velocidad" en secciones de las palas interiores a las puntas. Ahí, la velocidad lineal producida por la rotación disminuye con el radio, mientras la velocidad de traslación permanece constante. Por ello, la zona de cada pala en que la velocidad cae por debajo de la velocidad de pérdida es mayor cuando la velocidad de traslación de la aeronave aumenta. La entrada en "pérdida" ("stalf, en la técnica) de una parte cada vez ma- yor de la pala que retrocede en el viento de la marcha produce también una asimetría en la sustentación del rotor.
La limitación de velocidad máxima de una aeronave de alas giratorias presenta serias restricciones a su utilización. Es evidente que el incentivo principal -la razón de ser- de esas aeronaves es su capacidad de vuelo lento y estacionario, así como su capacidad de despegue y aterrizaje en un espacio reducido a poco más del tamaño de la propia aeronave y su rotor. Pero muchas de las misiones civiles o militares de los helicópteros consisten en el transporte de personas y/o carga entre dos puntos, uno de los cuales o ambos pueden no estar equipados con infraestruc- 5 turas de despegue o aterrizaje. En estos casos, la baja velocidad máxima y de crucero de autogiros y helicópteros hace que el tiempo de transporte sea alto, lo que limita en gran medida su utilización práctica para muchas misiones.
Durante los ochenta años que han transcurrido desde el nacimiento de la aviación de alas giratorias, ha habido numerosos intentos para romper la barrera de
10 la alta velocidad en estos aparatos. Sin excepción, todas ellas se han basado en diseños híbridos con alas y rotor, con la intención de transferir la sustentación desde el rotor a bajas velocidades a las alas a velocidades más altas. El conjunto de esas aeronaves se conoce como aeronaves convertibles, híbridas o "convertiplanos".
15 Así, son conocidas actualmente un buen número de realizaciones de aeronaves convertibles, compuestas de un modo en sí conocido por un fuselaje, unas alas fijas convencionales dotada de alerones, una cola con timones, motores, un rotor de palas, una transmisión entre los motores y el rotor, equipada con medios de freno y embrague del rotor, y un tren de aterrizaje
20. A continuación se enumera y describe una parte substancial de estas realizaciones que, en su conjunto, definen el estado de la técnica más cercano.
La patente US 1.792.014, de G.P. Herrick, describe una aeronave de este tipo con alas de sustentación de posición normalmente fija con un montaje que permite la rotación de la misma según planos esencialmente horizontales a modo de
25 hélice sustentadora accionada por el aire en movimiento y con movimientos de pi- votamiento con respecto al eje de rotación. Tiene esta aeronave asimismo unos medios de retención para retener el ala en una posición fija sin posibilidad de rotación, unos medios de retención para soportar la misma en posición con respecto al pivotamiento, y unos medios de liberación de ambos medios de retención a volun-
30 tad del piloto, así como unos medios para la conducción de la aeronave por el aire.
Así, esta aeronave de la US 1.792.014, cuya versión comercial práctica se denominó convertiplano "Herrick HV2A" era una aeronave que podía volar como autogiro y como avión con el rotor parado en posición transversal, haciendo varias transiciones en vuelo entre ambos modos. El HV2A es, evidentemente, un intento de superar las limitaciones de velocidad de un autogiro. Su velocidad máxima fue de 160 Km/h.
El "Fairey Gyrodyne" es una aeronave convertible, diseñada en Gran Bretaña en 1946 por Fairey Aviation Ltd. Esta aeronave convertible es una aeronave híbrida entre helicóptero y autogiro, que usa una hélice en el lado de babor que sirve para compensar el par generado al aplicar la potencia al rotor. En modo autogiro para vuelo rápido, la misma hélice sirve para proporcionar empuje a la aeronave. La nave alcanzó una velocidad máxima de 200 Km/h., un record mundial para aeronaves de alas giratorias entonces, el 28 de Junio de 1948. El Gyrodyne original fue extensamente modificado para ser convertido en el
Jet Gyrodyne (1953) con el fin de estudiar el principio de impulsión a reacción de las palas pensado para el Rotodyne, descrito más adelante. Aunque el Jet Gyrodyne modificado mantenía la configuración general del Gyrodyne, montaba un rotor de dos palas con postquemadores en sus extremos en sustitución del tipo de tres pa- las empleado anteriormente y estaba equipado con dos hélices. Dos compresores del tipo utilizado en el motor Rolls-Royce Merlín, suministraban aire comprimido a los extremos del rotor, que giraban libremente, limitándose un motor Leónides a mover las dos hélices Fairey impulsoras y de paso variable montadas en los extremos de las alas. No se han encontrado datos sobre la velocidad máxima alcanzada por éste diseño
Ante el resultado positivo del Jet Gyrodine, la propuesta del doctor J.A.J. Bennet, uno de los principales colaboradores de Juan de la Cierva, y del capitán A.G. Forsyth, formulada en 1947, de construir un gran convertiplano, parecía prometedora. En diciembre de 1951 la British European Airways solicitó un aparato de 30-40 plazas para rutas cortas y medias, y Fairey presentó una propuesta que correspondía mas o menos con sus ¡deas. Fue aceptada, y en 1953 el Ministerio de Abastecimientos inglés le otorgó un contrato para construir un prototipo experimental. El sistema de ensayos constaba de rotor principal, las dos turbinas, alas, etc., y se instalaron los controles en un compartimiento situado en la posición aproximada del morro. Se realizaron pruebas exhaustivas mientras se construía el prototipo. El Rotodyne realizó su primer vuelo como helicóptero el 6 de noviembre de 1957 y la primera transición a vuelo horizontal tuvo lugar a mediados del mes de abril del año siguiente. El Rotodyne tenía un fuselaje de concepción ortodoxa de sección cua- drangular con alas cortas y rectangulares en las que iban montadas las turbinas Eland. El tren de aterrizaje triciclo se retraía en el interior de las góndolas de los motores. Una doble deriva, luego completada con otra central , estaba montada en los extremos del plano de cola, de planta rectangular implantado en posición alta. El despegue en vertical se lograba gracias a un gran rotor "cuatri-pala", con impulso- res de reacción en sus puntas, que eran alimentadas con aire comprimido purgado de las turbinas y mezclado con combustible. Posiblemente eran estatorreactores. Cada turbina alimentaba dos palas opuestas con el fin de evitar asimetrías en caso de falla de un motor.
El 5 de enero de 1959 el Rotodyne batía el record mundial de velocidad de aparatos de alas giratorias para convertiplanos sobre circuito cerrado de 100 Km, dejándolo en 307,2 Km/h.
La patente US 2.702.168, solicitada en 1950, describe una aeronave conver- tibe que puede volar en modo helicóptero y en modo avión, dotado de unas alas que se extienden a ambos lados de un fuselaje, de rotores montado las alas con posibilidad de bascular sobre un eje horizontal, con posibilidad de variar el ángulo de ataque y los vectores de empuje de dichos rotores diferencialmente entre sí. La realización práctica de la aeronave de esta patente es el El V-22 Osprey de Bell- Boeing, que resuelve los problemas de asimetría de sustentación de su rotor (o rotores) a alta velocidad de vuelo haciendo que los mismos rotores se conviertan en vuelo hasta actuar como hélices tractoras a alta velocidad.
Esta aeronave convertible tiene una velocidad de crucero es de 432 Km/h y las distintas armas de los ejércitos de los Estado Unidos han ordenado varios cientos de unidades. La velocidad máxima alcanzada por el V-22 Osprey es de 510 Km/h. La patente US 5.727.754, de Cárter Copter, describe una aeronave convertible o híbrida entre autogiro y avión, equipada con un rotor de autogiro, hélice impulsora de paso variable para propulsión y alas con una superficie relativamente pequeña. El CarterCopter es un convertiplano que se encuentra en desarrollo en los Estados Unidos en la fecha de presentación de ésta patente. La compañía CarterCopter ha anunciado su intención de alcanzar altas velocidades máximas utilizando una tecnología, denominada "μ-1", donde μ es la relación entre la velocidad de avance de la punta de la pala del rotor y la velocidad lineal del CarterCopter. Cárter sostiene que para valores de μ mayores que 1 , correspondientes a velocidades altas del aparato, la sustentación proviene solamente de las alas del CarterCopter y la resistencia al avance del rotor, auto girando a muy baja velocidad de rotación, es también muy baja, lo que permitirá a la aeronave alcanzar altas velocidades de avance a la vez que el rotor permanecerá en auto rotación a velocidad de giro lenta y permanecerá estable ayudado por masas insta- ladas en el interior de las palas cerca de su punta.
La teoría μ -1 no ha sido verificada en vuelo en la fecha de ésta patente. El prototipo no'.fia alcanzado todavía suficiente velocidad para probarla. • v
Como se verá , todos estos intentos descritos, basados en diseños híbridos con alas y rotor, con la intención de transferir la sustentación desde el rotor a bajas velocidades a las alas a velocidades más altas, se reducen a híbridos duales o combinaciones autogiro-avión, helicóptero-avión, y autogiro-helicóptero.
Parece evidente que una aeronave que pueda operar a baja o nula velocidad como un helicóptero, pero que pueda alcanzar velocidades de máximas mucho más altas que las de los actuales helicópteros, a la par que la seguridad en vuelo propia del autogiro, encontraría un nicho substancial tanto en los mercados civiles como en los militares, llenando este vacío constatable en el actual estado de la técnica.
La presente invención tiene como finalidad aportar un nuevo desarrollo de aeronave convertible, así como un método de operación de esta aeronave, que dé solución al problema planteado y que llene este vacío reseñado. •
Explicación de la invención
A tal finalidad, en un primer aspecto, el objeto de la invención es un rotor para aeronave convertible entre modos alas giratorias a modo avión, de nuevo con- cepto y funcionalidad, del tipo citado al inicio, que en su esencia se caracteriza porque la transmisión comprende una junta cardan inferior, adaptada para la transmisión del par desde los motores propulsores al rotor, y una junta cardan superior, situada adyacente al rotor, o cardan de control, cuya caja gira soportada sobre un cojinete circular solidario de la estructura o fuselaje de la aeronave, adaptada para la transmisión del par desde los motores propulsores al rotor y para la transmisión de la fuerza de sustentación desde el rotor al fuselaje, y porque el rotor comprende además, en al menos una de sus palas: un primer motor, montado solidario del extremo del árbol de rotación del rotor, adaptado para el realizar repliegue de la pala sobre un eje paralelo al del árbol de rotación del rotor, un segundo motor, solidario de un bloque que monta el soporte del eje de rotación de la pala sobre sí misma, para producir la variación del paso colectivo o individual de las palas del rotor según un eje de rotación perpendicular al del árbol de rotación del rotor.
En las reivindicaciones dependientes 2 a 11 se definen formas de realización preferidas del rotor según la invención. Según un segundo aspecto de la invención, se da a conocer una aeronave convertible, provista del nuevo rotor antes explicado..
Apreciarán los expertos en la técnica que las nuevas e inventivas características del método de la presente invención permiten proporcionar una aeronave híbrida con triple funcionalidad helicóptero-autogiro-avión. En efecto, la sustenta- ción para un rango de velocidades bajas se produce por medio del rotor, en modo alas giratorias, y la sustentación para un rango de velocidades altas se produce a través de las alas fijas, pudiéndose alcanzar velocidades máximas y de crucero muy superiores a las permitidas hoy en día en las aeronaves de alas giratorias. Además, para un rango de velocidades intermedias, la sustentación también puede producirse mediante las alas. y el rotor en modo autogiro, simultáneamente. ' • >
El despegue y aterrizaje pueden realizarse en modo alas giratorias, es decir tanto en modo autogiro como en modo helicóptero, con los motores embragados al rotor.
En definitiva, la aeronave resulta ser una aeronave híbrida helicóptero- autogiro-avión, triple funcionalidad desconocida hasta el presente, pudiendo realizar la transición directa o inversa a modo avión tanto desde un modo helicóptero como desde un modo autogiro de funcionamiento.
Breve descripción de los dibujos A continuación se hace una descripción detallada de una forma de realización preferida, aunque no exclusiva, del rotor y la aeronave convertible objeto de la invención, para cuya mejor comprensión se acompaña de unos dibujos ilustrativos, dados meramente a título de ejemplo no limitativo. En dichos dibujos: la Fig. 1 , es una vista esquemática en perspectiva de un rotor según la pre- senté invención, con las palas del rotor desplegadas para funcionamiento en modo alas giratorias; la Fig. 2 es una vista en alzado lateral de una aeronave convertible según la presente invención, que incorpora un rotor según la Fig. 1 , cuyas palas están des- plegadas para funcionamiento en modo alas giratorias, y con el tren de aterrizaje desplegado; • '•. la Fig. 3 es una vista en perspectiva de la aeronave convertible de la Fig. 4, en una fase de vuelo en modo alas giratorias; la Fig. 4 es otra vista en perspectiva de la aeronave de la Fig. 2, en que el rotor se muestra en una primera etapa de la transición a modo avión. la Fig. 5 es otra vista en perspectiva de la aeronave de la Fig. 2, en que el rotor se muestra en una etapa posterior de la transición a modo avión; la Fig. 6 es otra vista en perspectiva de la aeronave de la Fig. 2, en su modo avión de funcionamiento, una vez rotada 180° una de las palas del rotor; la Fig. 7 es una vista esquemática en alzado frontal del rotor de la invención, correspondiente a la posición de las palas de la Fig. 5; y la Fig. 8 es una vista análoga a la de la Fig. 7, en que una de las palas se ha rotado sobre un eje horizontal previamente a la adopción de la posición en modo avión.
Descripción detallada de los dibujos
En dichos dibujos puede apreciarse la constitución y el modo operativo del rotor de la presente invención y de la aeronave convertible 1 que lo incorpora.
La aeronave convertible 1 de la invención es una aeronave híbrida entre un helicóptero, un autogiro y un avión de alas fijas. La aeronave convertible 1 comprende un fuselaje 2, unas alas fijas 3 convencionales dotada de alerones, una cola 4 convencional con timones , motores propulsores 5, un rotor 6 de palas 7, 8, una transmisión entre los motores propulsores 5 y el rotor 6, equipada con medios de freno y embrague 22 del rotor 6, un tren de aterrizaje, unos medios de transición de modo helicóptero a modo autogiro y viceversa, unos medios de transición directa e inversa de modo alas giratorias (autogiro o helicóptero) a modo avión, que se describen más adelante, y medios de presurización y calefacción de la cabina 12. En el ejemplo de aeronave convertible 1 que se ilustra, la misma comprende un tren de aterrizaje, que no se muestra, consistente en ruedas retráctiles, esquís fijos o de tipo "semi-retráctil".
En una forma de realización, la aeronave convertible 1 ¡lustrada en los dibu- jos es un aparato con dos motores propulsores 5 que operan siempre a velocidad constante y que mueven dos hélices 11 de paso variable. El paso de las hélices 11 puede llegar a ser negativo.
En la Fig. 2 puede apreciarse que los motores propulsores 5 están conectados al rotor 6 por medio de una transmisión 10, que transmite también el movimien- to de rotación a la hélice 11 a través de un sistema de transmisión de par 23.
En el ejemplo particular de realización, no limitativo, que se muestra en la Fig. 2, dicha transmisión 10 está formada por una primera polea motriz 13, vinculada al eje de rotación del motor 6, una polea conducida 15, vinculada al eje de rotación 45 de la hélice 11 por un lado y al sistema de transmisión de par 23 por el otro lado. Una cadena 14 transmite el movimiento de la polea motriz 13 a la polea conducida 15.
El sistema de transmisión de par 23 comprende un acoplamiento 46 para transmitir la rotación y el par desde la polea 15 hasta el árbol 24 del rotor 6 (el árbol 24 está situado centralmente en la aeronave 1 ), un conjunto de freno 21 y embra- gue 22 y dos juntas cardan 25 y 26, que se describen más. adelante.
El árbol 24 del rotor 6 es hueco, para alojar en su interior los tubos de presión y retorno hidráulicos y el cableado de potencia y de señal para el gobierno y control de la aeronave 1.
La aeronave 1 de la invención cuenta además con medios de control del ca- beceo y alabeo del árbol de rotación 24 del rotor 6.
La junta cardan inferior 25 (Fig. 2) sirve para la transmisión del par desde los motores propulsores 5 al rotor 6 y la junta cardan superior 26, situada adyacente al rotor 6, o cardan de control 26, sirve para la transmisión del par desde los motores propulsores 5 al rotor 6 y para la transmisión de la fuerza de sustentación desde el rotor 6 al fuselaje 2.
En la Fig. 1 puede verse que la caja 27 del cardan de control 26 gira soportada sobre un cojinete circular 28, solidario de la estructura o fuselaje 2 de la aeronave 1.
En dicha Fig. 1 se muestra que las palas 7, 8 del rotor 6 comprenden ade- más un primer motor hidráulico 17, montado solidario del extremo del árbol de rotación 24 del rotor 6, que se utiliza para el realizar repliegue de la pala 7, 8 sobre un eje 30 paralelo al del árbol de rotación 24 del rotor 6, y un segundo motor hidráulico 18, para producir la variación del paso colectivo o individual de las palas 7, 8 del 5 rotor 6 según un eje de rotación 34 perpendicular al del árbol de rotación 24 del , ••.. rotor 6. -7
El segundo motor hidráulico 18 está vinculado al eje de rotación de la pala a través de un bloque 32 que monta el soporte 33 del eje de rotación de la pala 7, 8 sobre sí misma. 10 El eje de rotación de la pala 7, 8 es solidario de una mordaza 41 de sujeción de la raíz 42 de la correspondiente pala 7 y 8 que, para producir la variación del paso colectivo o individual de las palas 7 y 8, es accionado por dicho segundo motor neumático 18 a través de una transmisión reductora 43 del giro del eje 30, constituida, en una realización preferida, por una "timing belf o correa dentada 44 (Fig. 15 1 ).
El rotor 6 está dotado de un primer y un segundo actuadores, constituidos por sendos y respectivos cilindros hidráulicos 35 y 38, que, según los expertos apreciarán de la descripción que sigue, permite prescindir del convencional sistema de plato distribuidor, conocido en la técnica aeronáutica como "swash píate". 20 - • El primer.cilindro hidráulico 35. acciona-el . cabeceo del árbol 24 del rotor 6, es decir la inclinación hacia proa 36 o hacia popa 37 del árbol 24, según un plano longitudinal vertical. El primer cilindro hidráulico 35 es solidario por un primer extremo de una parte fija del fuselaje 2 y, por su extremo contrario, actúa sobre el cardan superior de control 26, para variar su inclinación "hacia delante" o "hacia atrás". 25 El segundo cilindro hidráulico 38 acciona el alabeo del árbol 24 del rotor 6, es decir su inclinación hacia babor 39 o hacia estribor 40, según un plano lateral vertical. El eje del segundo cilindro hidráulico 38 es perpendicular al del primer ac- tuador 35. El segundo cilindro hidráulico 38 es solidario por un primer extremo de una parte fija del fuselaje 2, y actúa por el extremo contrario sobre el cardan supe- 30 rior de control 26.
En particular, la citada parte fija del fuselaje 2 está aquí constituida por una estructura de soporte 9, conocida en la técnica como "pilón", para el soporte de una superficie de cierre o carenado de los elementos mecánicos y dinámicos del rotor 6.
La anterior disposición de elementos permite que la sustentación para un rango de velocidades "negativas" o bajas (típicamente entre 0 y 150 Km/h), se produce por medio del rotor 6, cuyo eje de rotación se ha representado con la referencia numérica 19, y la aeronave convertible 1 opera en modo alas giratorias, es decir en modo helicóptero o modo autogiro, en tanto que para velocidades superiores la 5 sustentación se realiza a través de las alas fijas 3, para un vuelo en modo avión o alas fijas. La sustentación también- uede producirse, para un determinado rango de velocidades intermedias, mediante las alas 3 y el rotor 6 en modo autogiro, simultáneamente.
La aeronave convertible 1 de la invención puede despegar y aterrizar en 10 modo alas giratorias, es decir tanto en modo autogiro como en modo helicóptero, con los motores propulsores 5 embragados al rotor 6, y la transición directa o inversa a modo avión puede llevarse a cabo tanto a partir de modo helicóptero como a partir de modo autogiro.
En las Figs. 2 a 4 se ilustra una aeronave convertible 1 según la presente in-
15 vención, con las palas 7, 8 del rotor 6 desplegadas para funcionamiento en modo autogiro o helicóptero, y con el tren de aterrizaje desplegado. El rotor 6 y las hélices
11 están girando en alguno de éstos dos modos de vuelo (modos de vuelo en alas giratorias).
En las Figs. 5 y 6 se muestra la aeronave convertible 1 con las palas 7, 8 del -20.. - rotor.6. rotadas .y desplegadas haGia popa, para funcionamiento en modo -avión de < alas fijas, y con el tren de aterrizaje replegado. En éste modo de vuelo el rotor 6 está detenido. La hélices 11 siguen, obviamente, girando.
El rotor 6 de la aeronave convertible 1 que se ilustra a modo de ejemplo no limitativo tiene dos palas 7 y 8 de tipo replegable, tanto en tierra como en vuelo, de 25 perfil aerodinámico simétrico con respecto a la cuerda del perfil aerodinámico de la pala, y de cuerda variable, siendo la cuerda mayor en la raíz que en la punta de las palas, según se aprecia en las 1 , 7 y 8. Ventajosamente, la relación entre el grosor y la cuerda del perfil aerodinámico de las palas está comprendida entre 0,1 y 0,2. más en concreto, el perfil de las palas es ventajosamente del tipo NACA 0012 u otro 30 de tipo simétrico. El rotor 6 está articulado en batimiento, al modo convencional, y en el eje longitudinal de las palas, para cambiar su paso tanto cíclica como colectivamente.
Las palas 7 y 8 del rotor 6 pueden girar sobre ejes verticales equipados por los primeros motores hidráulicos 17 (Figs. 1 , 7 y 8), controlados por un sistema co- nocido como "x-by-wire", que se describe más adelante y que controla asimismo los segundos motores hidráulicos 18, de ejes horizontales. Este tipo de palas 7, 8 re- plegables en tierra permite plegar las palas y obtener dimensiones mínimas de la aeronave 1 , y, con ello, tener cabida en los elevadores de buques porta aviones o en hangares pequeños.
La palas 7, 8 del rotor 6 de la aeronave convertible 1 de la presente invención son replegables también en vuelo, como se describe más adelante.
El embrague 22 de los medios de transición de modo helicóptero a modo autogiro y viceversa se desacopla para el paso de modo helicóptero a modo autogiro, para que el rotor 6 pase a autorotar, y se acopla para el paso de modo autogiro a helicóptero, en que el rotor 6 es impulsado por los motores propulsores 5.
Los motores hidráulicos 18 constituyen unos medios de transición directa e inversa de modo alas giratorias a modo, cuyo control individual o conjunto permite regular el paso cíclico y colectivo, respectivamente, de las palas 7, 8 del rotor 6, permitiendo en concreto ajusfar a cero dichos pasos, para con ello eliminar la sustentación del rotor 6 en modo avión.
La regulación del paso colectivo se ejecuta en esta realización mediante los segundos motores hidráulicos 18, substituyendo al convencional plato distribuidor, conocido en la técnica aeronáutica como "swash píate", consistente en un conjunto que controla el cabeceo de las palas -del rotor,, con un elemento inferior fijo controlado por el piloto o el sistema "x-by-wire", y un elemento superior, que rota con el rotor unido a los brazos de control del cabeceo de las palas.
Los medios de transición directa e inversa de modo alas giratorias a modo avión comprenden también el freno 21 (Fig. 2) de dicha transmisión, está adaptado para detener completamente la rotación del rotor 6 en modo avión.
El mencionado freno 21 puede estar constituido por un freno convencional, por ejemplo de disco, de los normalmente utilizados en automoción.
Un mecanismo adecuado, combinado con el mecanismo de freno, permite detener las palas 7, 8 del rotor 6 en posición transversal a la dirección de vuelo, para la transición directa de modo alas giratorias a modo avión.
La conjunción de los primeros motores hidráulicos 17 y segundos motores hidráulicos permiten la transición directa e inversa de modo alas giratorias a modo avión.
Los primeros motores hidráulicos 17 están adaptados para replegar las pa- las 7 y 8 hacia la popa de la aeronave 1 hasta quedar situadas con su eje longitudinal alineado con la dirección opuesta a la de movimiento de la aeronave 1 , durante la transición directa de modo autogiro-helicóptero a modo avión, según se explica más adelante. Los primeros motores hidráulicos 17 permiten en particular rotar al menos una de las palas 7 u 8 del rotor 6 hasta aproximadamente' 180° sobre su eje de pa- so y desplegar las palas rotadas y las no rotadas, independientemente las unas de la otras, hasta una posición azimutal determinada por un rango predeterminado de ángulos, durante la transición directa. Preferiblemente, dicho rango predeterminado de ángulos está comprendido entre 30 y 90°.
Los primeros motores hidráulicos 17 están asimismo adaptados para ajusfar, mediante una rotación vertical adicional, el ángulo de ataque de las palas 7, 8 rotadas y desplegadas, de forma que quedan sobre las alas fijas 3 convencionales de la aeronave, paralelamente a las mismas, a modo de biplano, aproximadamente según es de ver en la Fig. 6.
Es sabido que el problema de diseño más acuciante en los diseños de aeronaves híbridas es la dificultad de pilotaje, especialmente durante las transiciones de sustentación del rotor a las alas y viceversa. Es obvio que el flujo aerodinámico que da lugar a -la generación de .sustentación cambia completamente durante lascases de transición de un modo de vuelo a otro. Esto origina la necesidad de un experto piloto que sea capaz de ejecutar con rapidez, precisión y sin error alguno los sucesivas acciones sobre los mandos de la aeronave que se precisan para cambiar de modo de vuelo. Los comportamientos de la aeronave durante las etapas interme- dias de la transición pueden ser contra- intuitivas, lo cual exige una vez más un alto entrenamiento y habilidad por parte del piloto.
Para resolver el problema de la facilidad de pilotaje, la aeronave convertible 1 que se da a conocer, hace uso extensivo de una tecnología que ha surgido recientemente y que se conoce por el nombre de "fly-by-wire" o, más generalmente, "x-by-wire". La tecnología "x-by-wire" consiste en reemplazar los elementos mecánicos del sistema de control de la aeronave (palancas, barras, poleas, engranajes, cables, etc.) por grupos de sensores para los mandos y de actuadores para los elementos de control, todos ellos gestionados por ordenadores digitales redundantes y un programa adecuado. Todos los elementos, computadores, sensores y ac- tuadores, están enlazados por un sistema de transmisión digital de datos, preferentemente basado en cables de fibras ópticas.
Las tecnologías "Fly-by-wire" y "x-by-wire" están ampliamente referidos en Internet. Algunas direcciones son:
http://www.vmars.tuwien.aca; t projects/xbvwire/docs/synthesis.doc http://dutera.et.tudelft.nl/~crweb/research/node6.html http://42volt.dupont.com/en/Systems/bvwire main.html
El sistema "x-by-wire" es pues un sistema de control de las diferentes fases de las distintas transiciones, que se explican más adelante, exento de elementos mecánicos manipulables entre las palancas de mando y los elementos de control de la aeronave, en que las diferentes fases de las distintas transiciones son programa- bles y se ejecutan automáticamente, provisto de elementos de seguridad redundan- tes, constituidos por ordenadores, sensores y actuadores redundantes.
En cuanto a los motores propulsores 5 de la aeronave, en la forma de ejecución preferida, a base de motores propulsores 5 a hélices 11 de paso variable, los mismos están dispuestos a popa con respecto a las alas fijas 3 convencionales, según se aprecia en los dibujos. tl ,... . Alternativamente,, los motores, propulsores 5. pueden, ser moto.r,ea-a . pistón, a. - turbina de gas o reacción.
Según se ha dicho, la aeronave convertible 1 de la invención es una aeronave híbrida helicóptero-autogiro-avión, y puede funcionar en los tres modos. A continuación se describen los diferentes modos de operación y las diferentes transicio- nes del aeronave convertible 1 según la invención.
En primer lugar se describe el modo operativo en modo Helicóptero. El despegue, el aterrizaje de la aeronave convertible 1 y su vuelo a velocidades muy bajas (0 a 40 Km/h) se realiza en Modo Helicóptero. En ese Modo, los motores propulsores 5 están embragados al rotor 6, y el par de fuerzas necesario para compensar el par fuerzas generado por el la aplicación de potencia motriz al rotor impedir la rotación del fuselaje 2 lo crean las dos hélices 1 1 que, en éste modo de vuelo, generan un empuje diferencial para originar este par. Así, en vuelo estacionario sin viento relativo, las hélices 11 generan empujes iguales y opuestos, uno hacia delante y el otro hacia atrás, para lo que una de las hélices utiliza paso nega- tivo. En vuelo lento hacia adelante, los desplazamientos longitudinales y laterales se controlan actuando sobre los pasos cíclicos y colectivo del rotor 6 y los pasos de las hélices 11 , y los movimientos direccionales se ejecutan cambiando los empujes diferenciales de las hélices 11 , que siguen generando un par de fuerzas compensa- 5 dor del par aplicado por los motores propulsores 5 al rotor 6. La aeronave convertible 1 , en esas condiciones, se comporta como un helicóptero con un alto grado de autoridad en las seis dimensiones de control, las tres longitudinales y las tres angulares.
A éstas bajas velocidades, las alas fijas 3 contribuyen poco o nada a la sus- 10 tentación en el aire de la aeronave 1. Es más, son elementos parásitos que reducen la sustentación del rotor 6, por estar intercaladas en su flujo aerodinámico.
Seguidamente se describe el Modo Autogiro y la transición de modo Helicóptero a modo Autogiro .
Cuando la aeronave convertible 1 adquiere una velocidad orientativamente 15 de unos 40 Km/h, el rotor 6 se desembraga del motor propulsor 5 y se ajustan los pasos cíclico y colectivo del rotor 6 para que este último auto-gire. El empuje de ambas hélices 11 se ¡guala, ya que al desembragar el rotor 6 desaparece el par que lo hace girar en modo Helicóptero. En esas condiciones, la aeronave convertible 1 vuela como un autogiro hasta alcanzar una velocidad aproximada de unos 150 1.20-.. Km/h. En estas condiciones, las alas-fijas 3 contribuyen .levemente a la sustentación de la aeronave 1 , pero dejan de ser un elemento parásito como lo eran en Modo Helicóptero, lo cual ayuda a aumentar la eficiencia de vuelo de la aeronave 1.
Una transición inversa tiene lugar cuando se pasa de modo Autogiro a Modo Helicóptero. 25 Apreciarán los expertos en la técnica que la aeronave convertible 1 puede despegar y aterrizar en Modo Autogiro si el piloto así lo desea, aunque, en ese caso, puede requerir pequeñas carreras de despegue y aterrizaje. Pero el Modo Autogiro permite aterrizajes con los motores propulsores 5 parados sin peligro de pérdida de velocidad ("staír), lo que aumenta de modo importante la seguridad de la 30 aeronave convertible 1 de la presente invención.
El vuelo en Modo Autogiro mejora también el rendimiento aerodinámico de un vuelo típico de la aeronave convertible 1. A continuación se describe la transición de modo autogiro o helicóptero a modo avión de la aeronave convertible 1 de la invención, posible merced a las nuevas características del rotor 6 de la invención.
Cuando la aeronave convertible 1 alcanza una velocidad de unos 150 Km/h., 5 ya sea con las palas 7, 8 del rotor 6 rotando por efecto de la transmisión (modo '"'•" helicóptero) o autorrotando (modo autogiro), los efectos se la sustentación asimétrica del rotor 6 empiezan a manifestarse. Pero a ésta velocidad, la sustentación generada por las alas fijas 3 del aparato 1 son ya capaces de mantener en vuelo horizontal a la aeronave 1. Para evitar los efectos indeseables y la alta resistencia al0 avance del rotor 6 a velocidades superiores a la de transición, la aeronave convertible 1 transiciona a Modo Avión ejecutando la siguiente secuencia de operaciones, propias y características de la presente invención, a partir de la posición del rotor 6 mostrada en las Figs. 1 a 3:
1.- Replegar convencionalmente el tren de aterrizaje retráctil, si lo hubiere.
2.- Ajusfar por actuación del segundo motor hidráulico 18, los pasos colectivo y cíclico de las palas 7, 8 del rotor 6 a substancialmente cero grados, de modo que dejen de sustentar y de controlar a la aeronave 1. Los esfuerzos de control necesarios para el vuelo son generados ahora por los alerones de las alas fijas.3 y de los timones 20r como en un avión convencional. . -
3.- Disminuir rápidamente la velocidad de rotación del rotor 6 usando el freno 21 del mismo, hasta detenerlo completamente en posición transversal a la dirección de vuelo (Fig. 5). Nótese que, en estas condiciones, el flujo de aire a través de la pala del rotor 6 detenida en posición contraria a la veloci- dad de marcha es negativo (es decir, el flujo de aire entra por el borde de salida de la pala 7, 8 detenida). Las palas 7, 8 del rotor 6 se diseñan de modo que resistan sin dificultades los esfuerzos generados por éste flujo negativo. De ahí que su cuerda en la raíz sea mayor que su cuerda en las puntas, según se ve en las Figs 2 y 5. 4.- Replegar ambas palas 7, 8 hacia la popa de la aeronave 1 , por actuación de los primeros motores hidráulicos 17, hasta que se sitúen con su eje longitudinal alineado aproximadamente con la dirección opuesta a la de movimiento de la aeronave convertible 1 (Fig. 5). El flujo aerodinámico está ahora esencialmente alineado con los ejes longitudinales de ambas palas 7 y 8. 5.- Rotar 180° sobre su eje de paso la pala o palas 7, 8 que tenía flujo de aire invertido cuando estaba desplegada. Esta etapa se efectúa por accionamiento de uno de los dos los segundos motores hidráulicos 18. Este paso está mostrado en las Figs. 7 y 8. 6.- Desplegar con ayuda de los primeros servomotores 17 ambas palas 7, 8 hacia delante hasta que alcancen una posición azimutal de unos 30° a 60° . Nótese que ahora, tras el Paso 5 de ésta maniobra, el flujo de aire en ambas palas 7, 8 está correctamente orientado con respecto al vector velocidad de la aeronave convertible. 1. 7.- Ajusfar el ángulo de ataque de una de las palas, en el caso mostrado la pala 7, mediante los segundos motores hidráulicos 18, de suerte que ambas palas quedan simétricamente dispuestas en cuanto a su perfil respecto del plano central de la aeronave 1 , y ahora actuando ambas palas 7 y 8 del rotor 6 como las alas altas de un avión biplano, para que generen una pequeña sustentación que resulte en una relación Sustentación/Resistencia al Avance
("Lift to Drag Ratio") óptima para cada velocidad de vuelo, altura etc. Una vista de la aeronave convertible 1 en su configuración de avión tras esta última etapa se muestra en la Fig. 6.
_ . . En la -Fig. 7. se muestra, en una vista esquemática ens alzado frontal del-rotor- 6, la posición de las palas 7 y 8 correspondiente a la posición de la Fig. 5, y en la Fig. 8 se muestra una de las palas 7, siendo rotada se ha rotado sobre un eje horizontal en una posición intermedia previamente a la adopción de la posición en modo avión, mostrada en la Fig. 6. En las Figs. 7 y 8 la pala 8 queda oculta por el res- pectivo bloque 32.
Durante toda la transición, la aeronave convertible 1 es gobernada usando sus elementos aerodinámicos, es decir, los timones 20 de cola 4, alerones de las alas fijas 3 y paso de las hélices 11.
Naturalmente, se deben accionar asimismo los sistema de presurización y calefacción de la cabina 12 y ascender hasta volar confortablemente la altura óptima para lograr la velocidad de vuelo deseada y compatible con las instrucciones del control de tráfico aéreo.
Es evidente que, durante las fases 3 y 4 de ésta transición, el flujo negativo en una de las palas 7 u 8 del rotor 6 producirá vibraciones e inestabilidades inde- seables. Lo mismo puede ocurrir al final de la fase 2. Por ello, esas fases de la transición se deben ejecutar firme y rápidamente, y las palas 7 y 8 del rotor 6 deben estar diseñadas para resistir los esfuerzos que generan esas vibraciones e inestabilidades. Asimismo, la programación del sistema "X-by-wire" que ejecuta esas transi- ciones debe completarlas de la manera más rápida posible, no existiendo elementos mecánicos entre las palancas de mando y los elementos de control de la aeno- nave.
La selección, dimensiones, potencia y par de los actuadores necesarios para ejecutar esa maniobra serán seleccionados y verificados experimentalmente con este criterio, tanto en túnel aerodinámico como en vuelo de pruebas
Una vez ejecutada con éxito la maniobra de transición a avión, la aeronave convertible 1 debe ascender a la altura óptima optimizar sus características de vuelo como un avión, utilizando para ello la presurización y calefacción de la cabina para mantenerla dentro de un rango de temperatura y presión atmosférica interior confortables. Para ese ascenso y el vuelo de crucero se tendrán también en cuenta los requerimientos del control de tráfico aéreo correspondientes.
Seguidamente se describe el modo avión de funcionamiento de la aeronave convertible 1 de la presente invención
El aspecto de la aeronave convertible 1 en vuelo en Modo Avión se muestra, , en las Figs. 4 a 6., El vuelo de la.aeronave convertible 1 .en. Modo Avión, se controla con actuadores aerodinámicos convencionales, como timones 20 y alerones, y con el control del paso de las hélices de empuje ("pushers").
Advertirán los expertos en la técnica que el rotor 6 está ahora detenido con las palas 7 y 8 en posición aproximadamente o totalmente transversal. Ambas palas 7, 8 tienen su borde de ataque en posición correcta en relación con el movimiento de translación de la aeronave 1. El tren de aterrizaje está replegado y el aparato 1 exhibe un perfil limpio en la dirección de su marcha. Ese limpio perfil aerodinámico, sin componentes giratorias, contribuye a alcanzar las altas velocidades de traslación de la aeronave convertible 1 de la presente invención. En cuanto a las transiciones inversas, es claro que la aeronave convertible 1 deberá ejecutar transiciones en secuencia inversa a la descrita hasta ahora para retornar a su vuelo como Autogiro primero y como Helicóptero después antes de aterrizar. No es necesario describir esas transiciones, ya que son exactamente ¡n- versas a las descritas, y ejecutadas en los mismos rangos de velocidades, aunque ahora decrecientes.
Una vez descritos con detalle los Modos de vuelo y las transiciones entre ellos, se revela con claridad la importancia del papel que desempeña el sistema de control de la aeronave convertible 1 de la presente invención con tecnología "Fly-
; :V;,Í. by-Wire". Debe recordarse que en los Convertiplanos existentes hasta el presente,
'• -.• •' las transiciones se efectuaban casi sin excepción exentas de: 'esa tecnología. Pero esas transiciones requerían ser ejecutadas por pilotos con enorme experiencia y tras lento aprendizaje, que, en muchos casos, era auto-aprendizaje. Es fácil com- prender la enorme habilidad y entrenamiento que necesitaría un piloto para seguir esa compleja secuencia de operaciones con la mayor precisión y velocidad y sin ninguna clase de errores y el gran riesgo que ello comporta.
En el caso de la aeronave convertible 1 de la invención, y gracias a la tecnología "Fiy-by-Wlre", las complicadas maniobras de transición serán simplemente programadas en los ordenadores centrales del sistema, en donde, además, se optimizarán para todas las variaciones de los parámetros de cada vuelo, tales como "Carga de Pago", cantidad de combustible, altitud y temperatura ambientes, velocidad de la transición y otros muchos. Con esos datos el piloto sólo deberá comandar ai sistema de control su orden de ejecutar la transición pulsando un mando adecua- do, y. el programa.se encargará-de,. ejecutar con perfección la secuencia de opera- . ciones requerida en cada caso. Es más, la ejecución de la transición podría incluso ser iniciada de forma completamente automática cuando el piloto indique, con sus mandos de vuelo normales, que desea variar la velocidad déla aeronave convertible 1 por encima o por debajo de cada velocidad de transición. En particular, la aeronave 1 de la invención comprende además unos medios de control, implementados en el sistema "x-by-wirw", adaptados para impedir que el primer motor 17, de repliegue de la pala 7, 8, entre en funcionamiento cuando el rotor 6 no se halla desembragado de los motores propulsores 5.
En definitiva, la aeronave convertible 1 de la presente invención es una ae- ronave híbrida (o "convertiplano") entre un helicóptero, un autogiro y un avión de alas fijas, algo totalmente novedoso hasta el momento. Es capaz de aterrizar y despegar verticalmente, volar a velocidades relativamente bajas de forma igual que un helicóptero, incluyendo vuelo estacionario ("hovering") y, cambiando su modo de vuelo, puede alcanzar velocidades máximas de unos 600 Km/h, comparables a las de los aviones de alas fijas propulsadas por hélices. Además, la aeronave convertible 1 de la presente invención puede volar con gran eficiencia, con consumos específicos comparable a los de un helicóptero en vuelo lento (de cero a unos 150 Km/h) y a los de un avión en vuelo a velocidades altas. A excepción de lo que se refiere a velocidades de vuelo máximas, todas las velocidades de transición citadas en la presente descripción son aproximadas, ilustrativas y no limitativas. Las velocidades' a las que la aeronave convertible 1 de la invención ejecutará sus transiciones serán determinadas durante los ensayos de túnel aerodinámico y de vuelo, y calculados durante el diseño aerodinámico y es- tructural de la aeronave y su rotor.
Descrita suficientemente la naturaleza de la presente invención, así como la manera de ponerla en práctica, se hace constar que todo cuanto no altere, cambie o modifique su principio fundamental, queda sujeto a variaciones de detalle.

Claims

R E I V I N D I C A C I O N E S
1.- Rotor (6) para aeronave convertible (1) entre modos alas giratorias a modo avión, que es accionado por motores propulsores (5) de la propia aeronave a 5 través de una transmisión de par (23) provista de medios de embrague (22) y freno (21 ) del rotor, y con ¡medios de control del cabeceo y alabeo del árbol de rotación'. (24) del rotor, caracterizado porque dicha transmisión comprende • una junta cardan inferior (25), adaptada para la transmisión del par desde los motores propulsores (5) al rotor, y 10 una junta cardan superior (26), situada adyacente al rotor, o cardan de control (26), cuya caja (27) gira soportada sobre un cojinete circular (28) solidario de la estructura o fuselaje (2) de la aeronave (1 ), adaptada para la transmisión del par desde los motores propulsores al rotor y para la transmisión de la fuerza de sustentación desde el rotor al fuselaje, 15 y porque el rotor comprende además, en al menos una de sus palas (7, 8): un primer motor (17), montado solidario del extremo del árbol de rotación del rotor, adaptado para el realizar repliegue de la pala sobre un eje (30) paralelo al del árbol de rotación del rotor, un segundo motor (18), solidario de un bloque (32) que monta el soporte 20. - (33) del eje de-rotación de la pala. (7, 8) sobre sí mismaj para- producir la variación del paso colectivo o individual de las palas del rotor según un eje de rotación (34) perpendicular al del árbol de rotación (24) del rotor (6).
2.- Rotor (6) para aeronave convertible (1 ), según la reivindicación 1 , carac- 25 terizado porque dichos medios de control del cabeceo y alabeo del árbol de rotación (24) del rotor comprenden: un primer actuador (35) de accionamiento del cabeceo del árbol del rotor, es decir de inclinación hacia proa (36) o hacia popa (37), según un plano longitudinal vertical, solidario por un primer extremo de una parte fija del fuselaje (2), y que ac- 0 túa por el extremo contrario sobre el cardan superior de control (26), un segundo actuador (38) de accionamiento del alabeo del árbol del rotor, es decir de inclinación hacia babor (39) o hacia estribor (40), según un plano lateral vertical, de eje de actuación perpendicular al del primer actuador (35), solidario por un primer extremo de una parte fija del fuselaje (2), y que actúa por el extremo con- trario sobre el cardan superior de control (26).
3.- Rotor (6) para aeronave convertible (1 ), según la reivindicación 1 , caracterizado porque el eje de rotación de la pala (7, 8) sobre sí misma, para producir la variación del paso colectivo o individual, es solidario de una mordaza (41 ) de suje- - ....ción de la raíz (42) de la correspondiente pala.
4.- Rotor (6) para aeronave convertible (1 ), según la reivindicación 1 , caracterizado porque dicho primer motor (17) es un motor hidráulico.
5.- Rotor (6) para aeronave convertible (1 ), según la reivindicación 1 , caracterizado porque dicho segundo motor (18) es un motor hidráulico.
6.- Rotor (6) para aeronave convertible (1 ), según la reivindicación 2, carac- terizado porque los actuadores (35, 38) son actuadores hidráulicos
7.- Rotor (6) para aeronave convertible (1 ), según la reivindicación 1 ó 5, caracterizado porque comprende una transmisión reductora (43) del giro del eje (30) del segundo motor (18) al eje de rotación de la pala (7, 8).
8.- Rotor (6) para aeronave convertible (1 ), según la reivindicación 7, caracterizado porque dicha transmisión está constituida por una "timing belt" o correa dentada (44).
9.- Rotor (6) para aeronave convertible (1 ), según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque comprende unos medios de control, adaptados, entre otras cosas, para impedir que el primer motor (17), de repliegue de la pala (7, 8), entre en funcionamiento cuando el rotor (6) no se halla desembragado de los motores propulsores (5).
10.- Rotor (6) para aeronave convertible (1 ), según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el árbol (24) del rotor es hueco, y está adaptado para alojar en su interior los tubos de presión y retorno hidráulicos y el cableado de potencia y de señal para el gobierno y control de la aeronave.
11.- Rotor (6) para aeronave convertible (1), según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque comprende un sistema de control automático del tipo "FIy-by-wire" o "x-by-wire", para el control de todos los motores, actuadores, cilindros y demás elementos dinámicos, de forma programable y automática.
12.- Aeronave convertible (1), provista de un rotor según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11.
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