WO2016142559A1 - Aeronave con fuselaje sustentador - Google Patents

Aeronave con fuselaje sustentador Download PDF

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WO2016142559A1
WO2016142559A1 PCT/ES2016/000034 ES2016000034W WO2016142559A1 WO 2016142559 A1 WO2016142559 A1 WO 2016142559A1 ES 2016000034 W ES2016000034 W ES 2016000034W WO 2016142559 A1 WO2016142559 A1 WO 2016142559A1
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alar
fuselage
dihedral
wing
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PCT/ES2016/000034
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Carlos Conrado Bosio Blanco
Roberto Horacio Blanco
Alejandro José KLARENBERG
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Carlos Conrado Bosio Blanco
Roberto Horacio Blanco
Klarenberg Alejandro José
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Definitions

  • a snowy design of aircraft of all sizes is provided in which the fuselage of the fuselage is integrated with the wing surface; forming part of this lethal suita of the supporting air, meaning "foxeiaje" to the part of the body of the aeroaave that is a pampher of the load uüs U ns- o da.
  • the aviation industry especially civil aviation, reads the main objectives, consists of trying to achieve the following characteristics in the same design, or achieving the highest possible load to be transported to the exterior volume of the aircraft:
  • vain gives the conditions indicated above are molciantly exciating. by the criterion currently prevailing in the design boards of designers.
  • An insulala qae from the mechanical point of view consists of ana longitudinal beam Internally good that defines the volume of load (payload) of the aircraft. This forms part of the denornl-naoa "surface soaked" non-sustaining and therefore from the point of Sinematic View Soto It implies a resistance to the advance of the eylo through the mass of ase;
  • the alar wing which is the part of the aircraft that provides lift
  • Md 5 is the alar length between extremes and € > s is the average alar width or cua? ⁇ fa ; and AR has an accepted and traditional rengo from 5: 1 to 10: 1.
  • An aerodynamic lift surface is an aerodynamic profile capable of generating, in the course of passing through at speed through the wedge within which it is submerged, significantly more lift than resists.
  • a flat plate can generate an expensive damping force but not as much as an aerodynamic support surface, and with something dragging. It is defined as "aerodynamic profile" to the cross section of the wing
  • Newton's third law specifies that each action corresponds to an equal and opposite reaction. Applying this principle, when a wing profile draws the air downwards, the air exerts in action bundled up on said wing profile, see Figure 2).
  • the second law of Newton. (Strength TM mass * eoeleradonV tells us that the climbing force on a wing profile equals mass x acceleration downwards.
  • the pressure is ta force perpendicular to the area per unit area exerted by the surface on the surfaces it touches.
  • the elevation nut is transmitted through the pressure, which acts perpendicular to the surface of the supporting surface.
  • the air maintains the lysical contact in all ponfos ta nafa force manifests co or pressure differences.
  • the direction of the net twist ta qua involves med pressure in the upper impertióte 'ai do sustendaslon surface it is less than the average preside ia ses Inferior.
  • the angle of attack as the angle between a bearing surface and the air that is oxidized.
  • a symmetrical profile will generate zero elevation in the angle of attack wax.
  • the evade that increases to the angle of attack the aira deviates through the greater angle and the verile component! of the speed of the air lock is increased, resulting in greater was z asceastoaa !.
  • the angle of attack becomes larger, the escensioaai force reaches a maximum at some angle; increasing the angle of attack further gives this critical attack angle because the upper surface flow separates the loss profile from the loss profile.
  • the going up! it is a function of ia (enea of the wing profile, especially of the curvature of the surplus surface of greater convexity than that of the lower surface.
  • the total lift is the Integral of the forces of pressure to or the direction perpendicular to the loose on the wing profile
  • Figure 4 shows the distribution of pressure around the lifting surface.
  • the sign5 ss indicates pressure for the environment, and the sign ⁇ s TM 3 ⁇ 4s indicates a lower pressure, the ones indicate the directions of block of net fuenras in flushing pads in different parts of the flow field.
  • the Figure shows us in a front view of a traditional aircraft with a low handle, the cockpit distribution. Note how the isobars are annulled when finding the fuselage section.
  • Figure bh shows us the velocity vectors, and cancels near the fuselage.
  • Another problem to be solved is to generate social support with the best possible response and the least possible resistance.
  • Another problem ar solver is that the te g ation of the fuselages eeo the wings is achieved with rious encounters without the assistance of encounters that disturb and interrupt the vertices of the alar flow, that is to say, that the sustaining force is not interrupted by the existence of the fuselage.
  • Another problem to solve is to ensure that the aircraft has a design in the anal stress induced by compound bending and torsion are reduced.
  • the use of the positive dihedral has been standardized to achieve lateral stability in the wing aircraft.
  • a central section of negative dihedral been combined to reduce the marginal loss with a positive dihedral medial acne to generate lateral stability. necessary less integrating wings to the foselale ; as it is the case of the present Invention.
  • the powerful operator makes use of the negative arrow on the area with the largest supporting surface and where, by distributing the forces, it is supported along the length of the span it is obtained most of that force, combines it with positive arrow in the flashes of note to note the above mentioned structural and stability inconstitutions.
  • Some modern gliders such as the Schemp-Hlrth Duo Discs, present a slight negative Hec at the beginning of their wingspan, combined with a positive one in the constipation of wings, eg; or do not serodynamically fuse the wing volume to the fuselage.
  • the central area of the aircraft contributes to the lift with the least possible disturbance produced by a classic fuselage tubu ar being the bends in the wing the fuselage completely harmonious and progressive for no genes r turbulences by the finding of fluids dynamic at different speeds.
  • both the dihedral and the arrow can be progressive. with dihedral progressively negative and negative pregresivameote arrow from a minimum value, as much dihedral as done, in e; that longitudinal to each tnfteocson zones in which both the dihedral and the arrow condense and decrease in their cosset of negatives, passing through neutral dihedral and neutral arrow. to par ls of which are projected separate second sections with dihedral and arrow progressively positive up to a maximum positive dihedral and arrow points at the extremes.
  • This support volume can be combined according to convenience, with different stabilization systems, static and dynamic, and various engines.
  • FIG. 1 shows a signal from pedtt alar
  • Figure 3 shows that it was asoenslonal applying the principle of Bemeeili p r e previous
  • FIG. 4 shows the distribution of the pressures in a traditional wing section (Arfe previous).
  • Fig. 9 Illustrates a perspective frontal / superior than the previous views ( Figures 6, 7 and 8);
  • Figure 13 shows Figure 12 in a side view
  • FIG. 14 shows the perspective of another eteoucrdn des p? e $ ent3 ⁇ 4 invent
  • FIG. 16 shows the construction of the Flgusa 13, seen in frontal elevation
  • Figure I d illustrates Figure IT seen in upper plan
  • o Figure 27 shows us an avien in scale, that is, a watchful toy dressed in perspective of the present invention
  • o Figures 28, 29 and 30 show, respectively, a side view, the front view and the top view of the illustration of Figure 28;
  • Figure 31 shows us another plane in scale, that is, a watchman toy in spectpec of the present invention, or Figures 32, 33 and 34 show us, respectively, a lateral view, the view of fre and on plant superior of the construction of Figure 31;
  • Figum 35 showed us another construction of an airplane in scale, or watchman toy, of the present invention, endowed with a miemmotor on its forehead;
  • the iaferor surface to Ir ⁇ Irados (2) presents a concavity with a greater radius than the convexity of the given (1).
  • 1) decreases and converges in (3) towards the lower concavity integrating to the actual alar surface until it arrives at the inflection point fB) after the oaal changes signe and defines a concavity (4).
  • the letters (2) define an area in correspondence with the longitudinal sanellar (X) naya annvexldad is integrated to ana tangent hodzonial (5), after which begins to descend with a concavity in (dj to reach a tangent (7 Cava altara is inferior to the height of the tangent (S), the upper back i xtraaos), then the concavity (4) comlexes to rise again until it attaches to the wing tremie (8), whose height (9) it is substantially equal to that of the tangent (2).
  • the wing edge of the wings begins at the end (9 of the wing tips showing a continuous concavity (17) that inteiaimenle is projected to the bow, then continue to the stern of the aircraft fiasidando in (20) practically parolóla to the axis of symmetry (X)
  • the tail rudders (11) are born in the zone (20)
  • This embodiment presents two drifts ti 1) and is shown by the arrows * as the air flow moves along the axis * X * with tendency towards the axis symmetry, thanks to the negative arrow in the central section, and with the additional elect, in the area of the edge it leaks, to burn the drift, faith how much maneuvering functionality.
  • the sustaining volume presents Pec to progressive negative from 0 degrees in the longitudinal axis, to a point (1) to request from the one that begins to diminish its nepatsva condition, then passing through d grades in (Cd, counting on positive towards the extremes to a maximum in the wing tips Paradoxically to the aforementioned with respect to the dihedral in the link 8 " also the negative arrow is adopted in the area of maximum surface and supporting quality, generating a tendency for airflow to converge
  • the longitudinal axis was parallel, therefore increasing the lift by the disinution that is lost, and a positive arrow is adopted in the vicinity of the wing ends to improve the steering stability and to eliminate the aforementioned structural ductility. in the analysis of the previous art with respect to tastes that have a negative arrow, the wing tips are enough.
  • Figures 10 and 1 1 show us in shaded the ona petf ⁇ aircraft trading! traditional, in this case the profile in plan of SAAB 340, of 35 passengers and military aircraft, superimposed with the lost silhouette and frontal view of the aircraft according to the present invention. It is observed that the silhouette according to the present invention is of smaller dimensions a! SAAB 3s0. zero offers the double surface support, with the possibility of increasing the load and simultaneously reduce the speed of loss and with a distribution of sabina with greater amplitude.
  • Figure 1 1 shows us that the envenpsdum of the aircraft of the invention is very lefenor to the alar envergadors ' of a commercial aircraft! coovensiomai.
  • Figure 12 shows an oana-d version of the invention, in which it is observed that the supesfeia sasfeatadora principa! contains inside the cargo space or the passage. Also of that sustaining volume arise from its leading edge two fuselages (2 1) in turn acting as 3 ⁇ 4ooms ⁇ S that support the plane canard (22) of horizontal stabilization. Unlike the constructions of the laveafo described above, in this case I can see that the main supporting surface! It does not need the extension that rises from the vanishing edge " Je its melele area that is veiled in the previous constructions and you can appreciate a more refined design of the integrated wing-fuselale volume of the main plane of sustentation. In this settlement the green stabilizing plane! It is a single plane that is positioned on the ionglofodinal axis of the sustentation plane that is in the position of maximum temperature of the pressure center, opiluting its sizing capacity.
  • Figure 13 shows the leakage 12 and is in the empty: side!
  • FIG. 14 shows a single-seater aircraft with a nacelle and fuselage integrated to the wing's sustentation function.
  • This integrated fuselage is continued by a first wing portion (23) of dihedral and negative arrows of constant slope from the longitudinal axis (X) to a point (24) site by deviation of the bottom (25) of the fuselage.
  • Figure 19 shows the same top-down performance, with a detail of the possible seating arrangement, and the sample will leak in dental elevation.
  • Figures 21, 22 and 23 show the views of a plane achieved with the same principles of the invention already stated, using the motor group C IO) as an echelon that comprehends the shift toward airas of the doneni.
  • Figure 24 allows us to appreciate an "executive" type aircraft or a medium plane, which has on its axis of symmetry "XX * a forward extension (29) of a conventional fuselage, twinned to the tie profile of the invention: the rear portion of the fuselage (2 ⁇ ) is integrated into the supporting pomfen 12 ⁇ of the fuselage according to the Invention La Flga
  • 26 shows it in elevation ⁇ roeis !.
  • the two turbines (10) located in the concavity of the fuselage and wing are shown.
  • the present invention from the aerodynamic viewpoint also finds its application in the field of toys, or even in scale, which have the same characteristics as mentioned, with the exception that the thickness can be uniform for reasons constructive and gives the conformation and weight of the atatohales used.
  • Figure 27 illustrates a perspective of an avsPn in scale, which presents a forgiveness sub- sidedly to the fuselage lane (30), which has a step at its lower edge, susisnclatmenta in the barycenter of the airplane; 31) whose purpose is the to hook an elastic element for au unpu! so, like an elastic band.
  • Figures 28, 29 and 30, respectively, show a teleta! Front and top plan view of Figure 27.
  • Figure 31 shows us the construction of the airplane in scarce or flying toy seen in perspective, with two drifts or rudders (11), with Figures 32 s 33 and 34 respectively views in lateral elevation, Egyptian river and upper piante.
  • Figure 35 shows the perspective of a flying model in scale of the present in ento, this non-motor toy (32) being provided in its central portion, which on one side allows to balance the barycenter of the aircraft, at the same time that Impulsa the air through the lower concavity aligned with the axis of longitudinal symmetry
  • Figures 36, 37 and 38 respectively illustrate the view of lateral elevation, front and in plan of the construction of Figure 35.
  • the present invention has as a fetus the design of aircraft that may have the most part, alna the total, of the load distributed within the supporting wings, eliminating the need to use the traditional fuselages that are internally hollow structures that oneence an aerodynamic freeo.
  • the present invention covers the design of balo lengthened-lens wings, therefore of greater rope, and thanks to a combination of dihedrals and negative arrows from the possessed centra!
  • an index point will be reached at the lower center of the aircraft, to then grow with a slope and positive flake. It will be enough to reach the rem e rem, achieving a lift performance superior to that of traditional aircraft.

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Abstract

Lo aeronave conforma un volumen sustentador que incluye al menos parte del cuerpo central en que se aloja la carga a transportar, preservando dicho volumen, un perfil alar convencional en sentido longitudinal de la aeronave, que en sentido transversal se proyecta simétricamente hacia ambos lados, a partir del eje longitudinal en sendos primeros tramos con diedro negativo y flecha negativa, hasta sendos puntos de inflexión a partir de los cuales se proyectan sendos segundos tramos, distales, con diedro positivo y flecha positiva hasta los extremos de la envergadura alar.

Description

ME ORIA DESCRIPTIVA
E! presente invento ffene por ó lelo principal los diseños de aeronaves cuya supedscle de sustentación es deiemanada por la Integración da la totalidad de la superficie alar can pos' io menos pade de la porción portante da ia ca a o fuselaje, y presentando al mismo tiempo ana baja reincida entre la envergadura y la cuerda alar.
Careno da aplicación del présenle Invente:
De acuerda al présenle inventa, se provee un nevadoso diseno de aeronaves de todo Upo en el cual por lo morsas parla del fuselaje se integre con fa superficie alar; formando parte este conjunto del letal de ia superítese sustentadora, entendiéndose coma "foxeiaje" a la parte del cuerpo de la aeroaave oue es pañadora de la carga uüs U ns- o da.
Consideraciones teóricas generalas en ia aerodinámica de aeroaavas:
Corno es sabido, en algunas ealizaciones; da ia industria aamrsáutica, especialmente ers la aviación civil, lea principales objetivos, consistan en Intentar lograr en un mismo diseño ias siguientes características- o lograr transportar ia mayor carga posible a Igualdad da volumen exterior de la aeronave:
o transponer dicha carga a la mayor velocidad posible compatible con ai menor consumo de combustible (o el mayor rsadieaetito de com usti le);
o dentro de esta velocidad óptima, lograr cubrir ia mayor distancia posible, es decir. Incrementar ia autonomía:
o lograr las menores distancias da despegue y aterrizaje posible;
o lograr un diserto de aeronave rnás resístante a les Im acto , es decir, más segura en cases da accidentes;
o legrar un diserto de aeronave compacto y mis resistente a las solicita-dones de flexión compuesta y torsión, y
o logar ue esta construcción tange ai manar costo cos ble
Gomo es sabido, Hasta la tecba en los diseños de aeronaves conocidas, vanas da las condiciones arriba Indicadas son molnanmnte exciayentes. por el criterio nsuatmente imperante en la actualidad en ios tableros de diseco de los proyectistas.
Las variantes que asnalmente se manejen son; el empleo da materiales más livianos y resistentes, tal coreo el titanio, las fibras al carbono; es también usual Intentar mejora? le relación consumo-potencia de los propulsores, e mejorar la aerodinámica, particularmente en las superficies de las alas.
En los aeroplanos tradicionales, tenemos que los mismos se componen de,
* Un insólale qae desde el punto de vista mecánico consiste en ana viga longitudinal Internamente buena que define el volumen de carga (payload) de la aeronave. Esta forma parte de la denornl-naoa "superficie empapada" no sustentadora y por lo tanto desde el punto de vista ae odinámico soto Implica una resistencia ai avance del e í lo a través de la masa de ase;
* La su erf cie alar, que es la parte de la aeronave que proporciona la sustentación;
« tos pianos de maniobra, estabilización y deriva o limón.
Analizando cada uno fie tes citados componentes tenemos que les fuselajes convencionales se definen como cuerpos tubulares de sección relati amente constante y con un larga similar a la envergadura alar.
Las alas nacen de respectivos encuentros son el cuerpo del fuselaje, y as inevitable que en dlcbos encuentros sudan turbulencias y ruptura de los Ilutas aerodinámicos del aire. Sa considera que los encuentres entre las superficies de las atas, Junto ai encuentro con las superficies estabili adores, representan entre el 6% al 15% íe la resistencia parásita. A su voz existe una relación establecida y aceptada entre ia envergadura (distancia entre las puntas de las atas) y en ancho promedia del ala, as decir., la cuerda promedio. Esta relación se denomina "AR" per sus siglas de las palabras e Ingles "aspeci ratleó siendo;
A ~ Li Cj
donde Md5 es la longitud alar entre extremos y €>s es el ancho promedio alar o cua?\fa; y AR tiene un rengo aceptado y tradicional de 5:1 hasta 10:1.
Cabe recalcar que los ínseiajes convencionales no producen sustentación aerodinámica, es decir, no producen "HIT y solo producen resistencia (drag).
Si bien las siguientes consideraciones teóricas son bien conocidas para ios entendidos en el arte, a los electos de claridad de la presente exposición, resulta conveniente repasar los mismos. Cuando ona aeronave presenta un vuelo recio y nivelado (crucero) la mayor peda da la elevación se opone a la gravedad, En osla Ultimo casa, sa utiliza a manado al termino de "carga aerodinámica". La sustentación aero-dinámica requiere de un movimiento relativo del ílaida y en general se reitere a situaciones en las que el cuerpo está corriplel.am.eule tnrnerso en dicha fluido, fver Figura 1).
Una superficie do sustentación aerodinámica es un perfil aerodinámico capaz de generar, en el transcurso dot pásale a velocidad a través del lirado dentro dei cual se halla sumergido, significativamente más elevación qae resiste- vela. Una placa plana puede generar un caropouenie da fuerza de eleva-dórp pero no tanto co o una superficie de sustentación aerodinámica, y con algo roas de arrastre. Se define como "perfil aerodinámico" a la sección transversal del ala
Se conocen varias explicaciones respecto a los motivos per los cuales un perló alar genero una fuerza ascensionai biílj. En ia actualidad so cree que es una conjunción entre el principio de Bernoulll y ta tercera ley de Newton.
La tercera ley de Newton especifica qae para cada acción ie corresponde una reacción igual y opuesta. Aplicando esta iey, cuando uu perfil alar delieola el aire hacia abajo, el aire ejerce en acción liada arriba sobre dicho perfil alar, fver la Figura 2). La segunda ley de Newton. (Fuerza™ masa * eoeleradonV nos dice que la fuerza ascensionai alemlda sobre un perfil alar es igual a so masa x la aceleración hacia abajo.
E; pr incipio de Beraeultl especifica que cuando se tiene un flujo da aire constante, cuando el ase as pasante a través de una reglen de baja presión ai liad da aire sa acelera. Existe en consecuencia una relación directa entre ta presión y la velocidad. En un perfil alar, existe un desb tense de presiones, al tener una menor presión sobre el dorso superior que sobre los planos inferiores. Las líneas de corriente dividen el flujo alrededor de la superficie de sustentación en 'lutos de flujo de aire como se representa por tos espacios entre ias lineas de corríanlo en ta Figura 3. Por definición, un huido nunca cruza una linea de comente en un flujo constante. Suponiendo que et ase es ineonipresfote, ta tase de flujo do volumen debe ser c nst nte dentro de cada tubo de finjo da aire puesto que ta materia no sa orea ni se destruya. Si un tubo de comente se nace más estrec o, ta velocidad de flujo dat aire dabe aumentar en ta reglón más estrecha para mantener ta velocidad de flujo constante. Esta as una aplicación dei principio de conservación de la masa.
Apocando ei principio de Bemoulh ia presión sobre la superficie superior donde al flojo sa mueve ovas rápido es menor que ta presión en ia superficie Interior donde se está moviendo más lento. Por tanto, la diferencia da presión crea una feerca aerodinámica esta de ascens ón, apuntando hacia arrsba, que es et resultado de diferencias de presión y όορο?·$υ« del ángufo de ataque, de la forma aerodinámica del perfil alar, de ta densidad del aire, y de ia velocidad aerea.
ha presión es ta fuerza perpendicular al área por unidad de área ejercida por el atre sobra fas superficies que toca. La tuerca ce elevación se transmito a travos de la presión, que actúa perpendicular a ia superficie de la superficie da sustentación. El aire mantiene el contacto lislco en todos los ponfos ta fuerza nafa se manifiesta co o diferencias de presión. La dirección de la tuerza neta Implica qua ta presión med en la impertióte superior' de ia superficie do sustendaslon es menor que la presido media en ia parle Inferior. Estas dsterencias de presión surgen en • elación con el flujo de aire curvado. Siempre que un fluido sigue una trayectoria cuma, hay un gradiente de presión perpendicular a la atracción de flujo con una presión más ella en et exterior ae la curva y la presido Inferior en el Interior. Esta relación directa entre las lineas de corriente curvas y diferencias de presión se deriva da la segunda ley de Newton: ú ft :::: Έ ei fado inquiérelo ds esta ecuación representa ai diferencial da la presión pe?peaelcelar ai flujo da fseóo sobra ai diferencial del radio de curvatura. En ia parte derecha de la ecuación, p es ia densidad, v es la velocidad y es el radie de curvatura. Esta fórmula muestra que el auruento de las velocidades curvaturas más estrictas crean grandes diferencias da presión y que para ei flujo reoátineo el diferencial de presión es sano.
El ángulo de ataque as al ángulo entre una superficie de sustentación y el aire que se a ox ma . Un perfil simétrico generará elevación cero en el ángulo de ataque cera. Pero a evadida que aumenta al ángulo de ataque, el aira se desvia a través de en ángulo mayor y la componente verilea! de la velocidad de ia cerrlenfe de aire se Incrementa, resultando en mayor fue z asceastoaa!. A medida que el ángulo de ataque se hace más grande, la fuerza escensioaai alcanza un máxime en algún ángulo; aumentando el ángulo de ataque más allá da este ánqeio de ataque critico haca que al flujo da superficie superior sa separa del perfil alar pérdida da susferSaclánj. La fu r a ascenslona! es función de ia (enea del perfil alar, especialmente de la curvatura de la superficie supedor de mayor convexidad que al de te superficie inferior.
SI "Id es el eoelsclenie de fuerza ascensional
Figure imgf000008_0001
en donde:
* β ~ densidad del aire
* v » velocidad real del aire
«· A ~ área del plañe alar coeficiente do ascensión al ángulo de alague considerado
La íoeraa ascensional total es la Integral de las fuerzas da presión ao la dirección perpendicular al flojo so r lodo el perfil alar;
Figure imgf000009_0001
en donde:
* » ∞ valor de la presido,
* o ™ unidad vectorial perpendicular al a a;
* k ~ unidad vectorial vertical, er endicular ai flujo de
La Figura 4 oes lloaba la distribución de ia presión alrededor do uoa superficie de sustentación do elevaclóo. El signe í5 ss Indica mayar presión pee la ambiente, y el signo <s™ ¾s indica una presión menor, las Hechas Indican las direcciones de bloque do fuenras netas en pácelas de Huido en diferentes partes del campo de flujo.
§sy.¾¾!¾¾; M n en r ia diferencia de pres-ón que alerce la fuerza de elevación en las superíteles eerodlnánucas sepiliere ai mantenimiento de un patrón de propagación de presión oe uniforme en una m lia área alrededor de la superítela de susierpocién Esta requiere al mantenimiento de diferencias de presión en ambas direcciones vertical y horizontal, y por io tanto requiere farpa do inflexión hacia abalo del foso como de los carnosos en la veloc;dad de finjo de acuerdo coa ol principio de BernoullL Las diferencias de presión y ios cambios eo la dirección del flujo y la velocidad sostienen entre si una Interacción molía. Las diferencias de presido surgen nafurais'nenle de la segando ley de Neo/ten y del Lecho de que ol flujo a lo largo de la superficie sigue naturalmente les contornos ^eciom n-sr^ menie con endi nte descendente ce la superficie de susieniacsón el hecho de que el a re sene masa es crucial para la inte? acción.
La Figura ña nos muestra en una vista frontal de une aeronave tradici al de asa baja, la distribución coba be a Nótese corno las isóbaras so anulan al encontrar la sección del fuselaje
La Figura bh nos eauesha ios vectores de velocidad, y en anulación en cercanías del fuselaje.
Estas dos isgyras permiten sustanciar, con el apoyo de la escueta inhoducción teórica arriba oslada, que el feseiaie tradicieoai no aposta cornpose9nie ascensiones alguno, y por consiguiente se so considera una re istencia (orag)
Por ultimo, y siempre considerando ios disertos iradirdooaies de fuselaje alas, para alas con una relación sh>\R » U C" de moderada a alia, el flujo en cualquier sección a lo largo del asa con excepción cerca de las ponías, se cocsporta coma un flujo en un perfil bsdisnensiosíai.
La fuer a asceossona! tiende a disminuir en la dirección de la envergadura de la raíz abo hacia la punta del ala, y las cu.;: orneónos de presión alrededor os ios secciones de parís! aerodinámico cambian en consecuencia ev" ia dir cción os la envergadura.
El problema a res^oivsr:
Uno da ios probiemas a resolver' en el diseño de aeronaves es iogou o-:, a ei iuselaje se iniepoe a la superiscie alar, formando paste de se ampsoVoe s ...:Síendadora.
Otro de loa problemas a resolver es generar ;a sustentación sooc- ve oe con el me or akooeririsnfc posible y la menor resistencia ¾ e ra Í;- -o ¾ ;ca posible. Otro de los probiemas a r solver es que la i teg ación del fuselajes eeo las alas sa logre con encuendes r oni sos sin la asistencia da encueniaos que perturben e Interrumpan los vértices del flujo alar, es decir, que la fuerza sustentadora no se Interrumpa por la existencia del fuselaje.
Otro de los problemas a resolver es el de legrar que la aeronave tenga un diseno en el anal las tensiones Inducidas por la flexión compuesta y a la torsión se vean reducidas.
Es aun ot da Ies ro lemas a resolver al de canalizar la mayor parte del bule de aira en su des lazamien , hacia atrás y no hacia los «viremos de las alas por los cuales se fugan, sin contribuir a la su tentación de la aeronave.
Anilláis dal arte presto;
A lo largo da los anos se ban cho intentos de diseño ce fuselajes sustendadores, con forma aleq aunque no se ha logrado hasta la fecha Integrar con éxito estos fuselajes a la superficie alar restante para generar un perfil alar sustentador Integrado. Estos dísonos conocidos no ban trascendido ya que el poco alarga-mlenlo de estos fuselajes sustentadoras genera más resistencia Inducida por pérdidas marginales gue el beneficio de la sustentación lograda.
Al aféelo podemos citar;
» Diseno USO f 376285 de Esheimam
« bes aeroplanos del ing. Burneüi, (diseñe USOI 609265 ó patente US 2572442A;
* El Ufting Fuselaje patente US 5813628A;
» La Ofended VVfng. patente Europea EP 1167183A2. En oslas realizaciones altados, se trata de aeronaves cuyo fuselaje es sustentador pare tienen el inconveniente da generar un salto brusco de cuerda entre la zona de carga paga (fuselaje) y la zona alar propiamente dicha. En estos diseños, la sección cootrai actúa en fomia aislad con una gran cuerda y un alargamiento extremadamente bajo, generando esa sección una resistencia inducida relavante y una afectación negativa a ia eficiencia da las porciones da ala lindantes a cada lado, oneoieo o no, en cada caso, con fuselajes que separen astas secciones haciendo las veoes de placas terminales de la sección central. En oir s palabras, estos diseñes conocidos omiten el concepto de la conllouldad del volumen sustentador, que es uno de los objetos pnncipales del presente Invento.
« También pueden ser citadas las alas volantes tipo Hortan en las cuales el fuselaje se funde en una unidad aerodiolmlca y estructural con la superficie alai . Esto ganara buenos resultados en el rendimiento general, pero poseen el inconveniente uo no tener planos estabilizadores suficientemente alelados del centro de presión, siendo la dirección controlada medianía frenos aerodinámicos y alerones combinados, que generan el guiño y la inclinación para loa virajes, pero qua resultan Insuñclentes para generar maniobras más comprometidas o generar una estabilidad confiable.
Los defectos de las alas volantes originales fueron a cialmente corregidos mediante la Instalación do orlnglels fver proyecto Nssa--8oelng Pónl x-plane) o controles de estabilidad adiilcial electrónicos fver p yeclo Nodhrop-G oiman 8-2 Saint). En lo que respecta al control de cabeceo, la poca distancia que media entra el estabilizador bonzontai y el centro de presión, Implica una fuerza opuesta a la sustentación sobre el estabilización mayor que la deseable, corno también se dificulta la aplicación da elementos bipoisusteniadores. Dentro de esta familia de aeronaves odemos mencionar a la patente US 81 0182001 ( orfump), la patente US 6708924B2 (Boeing) y a la patente US D81 3828A fCo-Flew Jet).. Considerando ahora ai diedro dado ai ala en ia raíz de ios fuselajes en ias aeronaves tradicionales^ se o ser a que ai igual que au iaa alas volantes, sus alas suelen tener diedro positivo, para lograr la estabilidad l te a lo cual no corhrlbii e a ia disminución de la perdida ma ginal de los vórtices de aire. Aun asi han existido aviones con diedro negativo en la mz del ala, notablemente el Cbanqe-Voughi F-1 U Cómale pare este caza embarcado de la Sagenas Guerra debe principalmente so diseño de "ala de gaviota" al hecho que era necesario dolarlo de yo tren da ale zajs sobaste, la planta propqlsora contaba con una hélice de gran diámetro. Es decir, la principal consideración no era la contención del desplazamiento del flujo de aire alar ada ias ponías, sino un problema mecánico,
lambido existen aviones de ala alta con diedro negativo que logran la estabilidad lale l por el efecto péndulo, come el Antonov 225 a el Boeing G17.
Como vemos se ha estandarizado el use del diedro positivo para lograr la estabilidad lateral en ias aeronaves de ala bale en ningún caso se ha combinado una sección central de diedro negativo para disminuir la perdida marginal con una acné esterna de diedro positivo para generar la estabilidad lateral necesaria menos integrando les alas al foselale; como es el caso del presente Invento.
La solución de emplear alas de flecha negativa en la raíz del ala se la emplea en los dlseóos del Nansa-jet el G umman X-29 y el Sobhol SU - 4?. siempre con la búsqueda de reducir la perdida ma ginal del flujo del s;m. Se enumeran numerosas ventajes en les resedas do las evaluaciones de estas últimas aeronaves mencionadas; Admisión de ángulos de alague más elevados, gran resistencia a la entrada en pérdida, menor carrera de despegue, mayor régimen da as enso, mayor capacidad de altitud y velocidad, a pede de aterrizajes rnás cortos. En ios estadios también se menciona ue esta performance se logra aun sin la Incorporación de slols de borde de taque, que san tan cos osos en diseí o, construcción y mantenimiento
En todos fes casos se observan dificultadas Inherentes a 13 mayor resistencia estructural y por cade et a-ayer peso necesario para evitar ta torsión da tos estreñios de tas atas .También dificultades referidas a la Inestabilidad, pao en las aeronaves mencionadas, por ser de combate, no representan an demérito sino más bien lo contrario.
Para solucionar estos inconvenientes la presante potente hace uso de la fleche negativa on la zona de mayor superficie sustentadora y en donde, por ta distribución de las fuerzas da sustentación a lo largo de ta envergadura se obtiene te mayor parte de esa fuerza, la combina con flecha positiva en los estremes de tes atas para anotar los incon en ntes estructurales y de estabilidad antes mencionados.
Algunos modernos planeadores, tal co o el Schemp-Hlrth Discos Dúo, presenten una leve Hec negativa al comience de su envergadura, combinado con una Hecha positiva en ios estreñios de tes alas, pe; o no funden serodiná-micamente el volumen alar al fuselaje.
Por último pedemos citar la patente de Boeing US 008760782 y ta de Alrbus US S 57204. En ambos casos se emplean flecha negativas, pero sin combinarlas con fechas positivas, y siempre atravesadas por fuselajes clásicos, con lo cual no se resuelven plenamente ios problemas arriba apuntados.
Objetos det presente invento:
Es óblete del presente Inventa el de prepomionar on concepto de aeronave cuyo fuselaje se añónense fusionado en forma y fundón a la superficie susiemtadota propiamente dicha, y cuya zona certeai, ala-fuselaje, defina una cana de compresión y retención do tes vórtices de atm, bordando en volumen sustentador continuo y sin bruscos cambios. Es también obfeto del Invento que dicho volumen sustentador Integrado tange por io menos un zona alineada con el eje de Simetría longitudinal que defina en espacio capaz de podar en su fnfouor per lo manes rasa parle del total de la carga traspellada.
Es también objeto del Invento que presente on diedro negativo y flecha negativa en la zona central del aladua la e: logrando que el desplazamiento de la masa de aire hacia los exiremos de las alas se contrarreste reduciendo ta pérdida marginal..
Es también óblelo del Invento que la zona central de la aeronave coadyuve a la sustentación cea la menor perturbación posible producida por un fuselaje clásico tubu ar siendo los encuendes ende el ala el fuselaje totalmente armoniosos y progresivos para no genes r turbulencias por el encuentre de fluidos dinámicos a diferentes velocidades.
Es otro óblelo del presente invento lograr on diseño de fuselaje y ala integrado, que conserve los requerimientos de estabilidad de los diseñes convencionales y con capacidad de agregar elementos Plpersostenladores en toda la gama de posibilidades. Este se logra tanto per un largo de cola adecuado come per la adopción de diedro positivo {estabilidad latera!) y flacha positiva (estabilidad dlrecelonalj en los extremos de ias alas.
Es también objeto del Invento adoptar on diseño de superficie sustentadora global de bajo alargamiento relativo, con gran esposar y cuerda, gracias a la combinación de diedro y flecha negativa en ia zom de áxime superficie y calidad sustentadora gue correspondo a la aona alar pró ima al ele iongüedinai de la aeronave.
Es también obfe!o del Invente que por lo monos parle del borde de fuga de la superficie sustentadora se halle a una distancia de les planes estabilizadores suficientemente alejada como para permitir el empleo de lementos hlpen-susfentadores per tener un largo de cois adecuado, (comparación hecha con las alas volante)
Es un otro o lato del Ovenio ue so oonforoiaeión be ias as s integradas con el cuerpo centre! determine la menor fuga posible del fluía del ass'e hacia los escalos de ala, canalizando el desplazas ásenlo de dsoho Rujo sobre la s pe? Hele de sustentación hacia sos planos de maniobra posteriores de la aeronave
Es por ultimo óblese dos présenle lávenlo que la superficie suste tad ra total resulte, a igualdad de dlmenssones, mayor que en las que se epllcar; a una aeronave convencional
Breve reseña del Invento:
AERONAVE PROVISTA CON SUPER FICIE DE SUS TENTAC ION DETERMINADA PO R LA SUPE RF IC IE ALAR I N TEGRADA A POR LO MEROS PARTE DEL F USELAJE, CON BAJA RELACION ENT RE LA E NVERGADURA APAR Y SU CU ERDA PROPaEDsCT en la que el volumen sustentador incluye ai men s paria del cuerpo cendal en que se aloja la carga a transportad presentando dicho volumen, un perfil alar convencional en sentido longitudinal de la aeronave, que en sentido transversal se proyecta Simétr icamente hacia ambos lados, a partir dei ele Longitudinal (x-x), con oseoro negativo y flecha negativa, basta sendas zonas ae inflexión a parti de la ue se proyectan sendos segundos ram s «fetales con diedro y flacha positivos asta ios extremos asares . Los cambios, tanto del diedro como de la flecha pueden ser progresivos. con diedro progresivamente negativo y flecha pregresivameote negativa desde un minímo valor, tanta de diedro come de hecha, en e; ese longitudinal hasta sendas zonas de tnfteocson en que tanto el diedro como la flecha condensen e decrecer en su cosOsctdn de negativos, pasando por diedro neutro y flecha neutra . a par ls de los que se proyectan sendos segundos tramos disfales con diedro y flecha progresivamente positivos hasta un máximo diedro positivo y flecha os tiva en tos extremos .
Este volumen sustentador se puede combinar según le conveniencia, con distintos sistemas de estabilización, estática y dinámica, y motorizaciones diversas.
Breve reseña de tas gieae:
o La Figura 1 muestra una sencido de pedtt alar
Faaiolooal convencional, eo la cual se detallan las fuemas que acidan sobre el mismo (Arte previo);
o La Figure 2 Ilustra esquemáticamente una explicación ee la fuerza ascenslonat aplicando las leyes de Newton (Arte previo);
e La Figura 3 e l ca le fueren asoenslonal aplicando el principio de Bemeeili p r e previa);
o La Figura 4 ees muestra l distribución de las presiones en una sección alar tradicional (Arfe previo);
o Las Figuras da y Sb; ilustran la sección transversal de un aemnave tradicional {fuselaje y ales proyectantes del mismo), indinándose en la Figura Se ta dlalrlbuoiee de la Isóbaras, y en la Figura 5b les vectores de velocidad del finio ascencional (Arte previo);
o La Figura 6 nos muestra en una vista dental a una de las posibles construcciones cié! presente invento;
o La Figure 7 nos muestra a la construcción da la
Pipera 6 vista en planta superior;
c La Figura 8 nos muestra al diseñe de la Figure
6 eo ena vista ee planta superior;
o La Figma 9 Ilustra una perspectiva frontal/superior que peuolte slnfettser las des vistas anteriores (Figuras 6, 7 y 8);
o la Figura 10 ñas maestra en piante e! perfil de una aeronave comercial tradicional, y sobrepuesta a ta misma una da las construcciones del presente invento.
o La Figura 11 Ilustra al mismo coisunto da
Imágenes de la Figura 10\ pero vistas en elevación fraila!,
o La Figura 12 nos muestra en perspectiva una versión canard del presente invento,
o La Figura 13 mues r a la Figura 12 en una viste lateral;
o La Figura 14 muestra la perspectiva de otra eteoucrdn des p?e$ent¾ invente;
o Le Figura I d ilustra ta vssta en planta da la
Figura 13; y
o La Figura 16 muestra a la construcción de la Flgusa 13, vista en elevación frontal;
o La Figura 1 ? muestra en perspectiva una aeronave comercial con dos pods o alargamientos s tu is Icos su su borde de etagne;
o Fe Figura 18 llusim a la Figura 1 ? vista en elevación latera;;
La Figura I d Ilustra a la Figura I T vista en planta superior; ■?
« La Figura .20 Ilustra a la Fíyum 17 vista en elevación Fontal;
o Las Figuras 21„ 22 y 23 nos muestran, respectivamente, la vista en elevación frontal en planta superior royección lateral de una aeronave para dos personas:
o Las Figuras 24, 25 y 26 nos encana ulteriores construcciones del lávenlo, en la cual la porción cent a! del fuselaje se proyecta en parte en una sección de fuselaje convencional;
o Le f igura 27 nos muestra un avien en escala, es decir, un Juguete velador viste en perspectiva del presente Invento; o Las Figuras 28, 29 y 30 nos muestran, respectivamente, una vista lateral, la vista de frente y en planta superior de la oonslmoción do ia Figura 28;
o La Figura 31 nos muestr otro avión en escala, es decir, un juguete velador v sfo en pespecliva del présenle Invente, o Las Figuras 32, 33 y 34 nos uest en, respectivamente, una vtela lateral, la vista de fre e y en plant superior de ia construcción de la Figura 31 ;
o La Figum 35 nos rnuesse otra construcción de un avión en escala, o juguete velador, del presente Invento, dotado de un miemmotor en su frente;
o Las Figuras 36, 3? y 38 nos muestran, respectlvarnenre, -un vista talero!. ;¾ viera de frente y en planta superior de la co struc ió de ia Figura 35,
Descripción detallada de lee ejecuciones pretendas det presente I ve to
A electos de lograr ejemplificar ios ejemplos de rea!!eac!on preferidos del presente Invento, se adjuntan ios siguientes dibulos que tos Ilustran, con el apoyo de ia descripción de los mismos dada a continuación, debiendo interpretarse estos ejemplos de realización corno una do las t nt s posibles construcciones del invento, por lo que no conesponde asignadas alagan valor imitativo al mismo> laolayéadose deatra del ámbito de protección del invento los postóles medios equivalentes a los Has iados, siendo la amplitud del presente invento determinado par la primer reivindicación adjunta en al capitula da Reivindicaciones correspondiente.
Asimismo, ea estas Figuras, las mismas referencias ideaiiílcae medias Igualas y/o equivalentes.
Ea las referidas Figuras 8, 7 8, se ilustra un avión bitobo- bóttee de transporte de pasajeras. En las figuras se indica can (1) al dorso o extrados da la zana del fusela e fsusienlauor), el cual ea su sección perpendicular al eje da simetría longitudinal (X) fver la Figura ?) presenta una convexidad suficiente para albergar entre la misma y el piso (2) al pasaje y carga. Este se legra sin recarrlr a un fuselaje clásico. En efecto, la zana centrar flanqueada per los matares es una parte del volumen sustentador da pian espesor. Siguiendo can el análisis de la Figura 8, la superficie iaferíor a Ir ¡Irados (2) presenta uaa concavidad da mayor radie qaa la convexidad del darse (1 ). La convexidad sapenar |1) decrece y converge en (3) hacia la concavidad inferior integrándose a la superficie alar propiamente dicha hasta que llega a u punto da inflexión fB) luego del oaal cambia de signe y define una concavidad (4). El letradas (2) define una zona en correspondencia con el ele de sanelrla longitudinal (X) naya annvexldad se Integra a ana tangente hodzonial (5), luego de la cual comienza a descender can una concavidad en (dj hasta alcanzar una tangente (7). cava altara es inferior a la altura de la tangente (S). El dorso superior i xtraaos), luego de la concavidad (4) comleaxa a elevarse nuevamente hasta aloaazar ei e trema de ala (8), cuya altura (9) es sustanclalmenfa Igual al de la tangente (2), En esta realización se nota que lodos tes acuerdas de cambio de signo en las pendientes de las superficies son suaves curvaturas, cea ana total ausencia de encuentros vivos. Esto ermite integra el uselaje (i) a ta supasflcle alar, pe? so caes es fuselaje ce sneorpera a ta aupádsela de sustentación En esta misma Figura 6 se observa que el espesor, ea se zona cercana a eje de sisneióa. os mucho ma or que et de! ata de tes aeronaves convencionales Incluyendo eu e n r dós (2} un etecta da túnel que lleva a un borde de fuga extendido y aléjalo del acede de ataque, conteniendo este borde de toga a la cena del estabilizador horizontal, que resulte Integrada al fuselaje, ei msvando la necesidad de las superficies frontales convencionales. Se observa en esta Figura 6 que pediendo del eje de simetría longitudinal (X) que cor; aspearle a la sección de más espesor de la sección ala luselaje, ea la misma, a ambos ledos, tanto en el intradós como en el estradas, se genera un diedro de ángulo progresivamente negativo hasta que comenzando e disuenus so condición de diedro negativo en (8), alcanza ana inflexión en su p nto más bajo que corresponde e la tangente (?), a partir de la cual comienza on diedro positivo hasta alcanzar ci extremo de ala en (8), ea donde la táscente ) se halla sustanciaimenfe a la misma altura de (2). Se ;nd;ca cor? tlOj a las plañías motrices, que por supuesto son genéricas, siendo (1 1) los dos estabilizadores verticales. Se muestra en la figura medíanle las flechas corme; gentes en el Intradós, un fluía de la mase ae aire con tendérsela hacia el ase de simetría longitudinal X, gracias a la adopción do aseare negativo en esa zona da la sópemele alar., contrarrestando la tendencia natural de los vórtices a desplazarse hacia ios extremos de las aiasi reduciendo de manera importante la pérdida marginal generando un consecuente incremento on la sustentación y en la disminución de le resistencia inducida. Inclusive se puede iniasr que en proxl-rnsdad del suelo (12) este flujo de ase crea on electo "suekf por el colchón de aire dinámico Inducido, lo que presóse una serse de conocidas ventajas aerodinámicas para la situación de despegue atarázale.
Paralelamente se observa la adopción de diedro positivo en los extremos de lee alas. Es esta condselbo de diedro po teo ee les extremos de tas atas lo qea genera ta estabilidad lateral. Por lo tardo se tiene diedro negativo ea ta ona de máxima superítele atar de máxima sustentación (sepan la distribución de esta fuerza a te largo da la envergadura) diedro positivo en les extremos, donde le sustentación y ta superítele alar son meno es, pero suficientes para generar ta estabilidad necesaria, dada ta distancia de esta porción da ala ai eje longitudinal.
la Figura ? es una vista en planta superior de la construcción e diseño de la Figura 6, ia cual permite apreciar que se data da una unidad aladusetaje de balo alargamiento. El borda de ataque del presente diseño presenta en el eje de simetría K), en lo que correspondería a la proa de la aeronave, una concavidad (13) ia coa! se prolonga a ambos lados, gerserando una flecha negativa que cambia de signe en (14) y se torea convexa proyectándose aci delante hasta que ta hecha negativa alcanza la tangente ti 5) en correspondencia de ta tangente (7) del cambio de signo del diedro (ver la Figura 6), a pedir de ta cual el borde de ataque se proyecta hacia atrás (Hecha positiva) paulallnarnenfe en (16) hasta alcanzar el estremo (9) de la punta de ala, volcado hacia atrás.
El borde de faga de las alas comienza en el extremo (9 de las puntas ca ala presentando ana concavidad continua (17) que inteiaimenle se proyecta ba a ia proa, para luego continuar hacia la popa de ta aeronave fiasidando en (20) prácticamente parolóla al eje de simetría (X) El extremo posterior (18) del dorso superior II) hnatiza sastanclatmente aplanado con un borde de fuga (19) recto y perpendicular a (X), lo que percate al es tipleo orgánico de ios elevadores, bes derivas e timones de cola (11) nacen en ta zona (20) Esta realización presenta dos derivas t i 1) y se muestra mediante las flechas * como el flujo del aire se desplaza a lo largo del eje *X* con tendencia hacia el eje da simetría, gracias a le flecha negativa en la sección central, y con al electo adicional, en la zona del borde da fuga, de abrasar las derivas, fe cuas increme ta te funcionalidad de maniobra.
Traducido ai idioma aeronáutico, ei volumen sustentador présenla Pec a negativa progresiva desde 0 grados en el aje longitudinal, hasta un punto (1 ) a pedir del que comienza a disminui su condición de nepatsva, luego pasando por d grades en (Cd, comediándose en positiva hacia loa extremos hasta un máximo en las puntas de ala. Paradamente a io mencionado respecto del diedro en la ligara 8« también la flecha negativa se adopta en la zona de máxima superficie y calidad sustentadora, generando una tendencia a que al flujo aéreo confluye Pacía el eje longitudinal, per lo tanto aumentando la sustentación por la dis inución qe ¾ perdida ma gin l. P ralelamente se adopta flecha positiva en la cercanía de ios extremos de las alas para mejorsr la estabilidad direcoonai y para eliminar ta díllcuilad estructural mencionada en el análisis del arte previo respecto de tas aias que tienen flecha negativa basta ias puntas de ala.
Analizando contempo á eamente las figuras δ y 7. se permite teorizar que los vórtices de aire generados per el domo convexo (1 t son dlreoolonados hacia atrás y descarga par (18), abra ando un lado de las derivas, (Hechas *F) nsentras que el !lujo de alie canalizado por las concavidades da ias alas en Pu. ermiten abrasar a tas eepvas desdo la superficie ce ia mismas opuesta el lado anterior, lo que garantiza una excelente manlobrabltidad de la aeronave.
En la Fsgura 9 se ilustren todos los aspectos novedosos arriba expilcaaos: se
observa el borde de ataque (13) en la convexidad cenvaL seguido por un paulatino crecimiento hacia delante en 14, al mismo Pampo que el diedro progresa hacia abajo en (6) Ei borde de ataque alcanza la tangente (15) perpendicular al efe de simetría (X), que es et punto de la tangente (?) da la Píg (β> para luego subir gtadualmente basta alcanzar el extremo da ala CS y al mismo tiempo volcarse hacia atrás en (16), Se observa además omo las mismas deesas ( 11) canalizan ni flujo de aire sobre ef plano da sos elevadores en (18). Asimismo, la estructu a lograda resenta un modulo resistente a la íorsf fn muy Incrementado con respecto a los diseñes actuales debido al alabeo de sus superficies, to que permite alivianar ta estructura resistente con los obvios beneficios.
Expresado en idioma aeronáutico; se observa la Integración absoluta de la zona de cama paga ffuselajep en forma y función, a la superficie atar propiamente dicha y la combinación de diedro y Hec a negativos en la zona central da la aeronave para contrarrestar las perdidas marginales qoe generarla ona superficie alar estándar con el baje alargándome que ostenta esta aeronave.
También se observa ia combinación de diedro y flecha positivos en los extremos de la superficie de sustentación que generan la estabilidad latosa! y dlrecclonal necesarias y reducen la solicitación eslmciy ra! propia de yo ata en flecha negativa basta los extremes de las ala
Las Figuras 10 y 1 1 nos muestran en sombreado el petfú de ona aeronave comercia! tradicional, eo este caso el perfil en planta de SAAB 340, de 35 pasajeros y blfurho bélica, sobrepuesto con la silueta en pierda y vista frontal de ia aeronave según el presente invento. Se observa que ia silueta según el presente invente resulta de menores dimensiones a! SAAB 3s0. cero ofrece el doble se superficie sustentadora, con la posibilidad de umentar la carga y sinmitáneamente reducir la velocidad de perdida y con una distribución de sabina con mayor amplitud La Figura 1 1 nos demuestra que ia envenpsdum de ia aeronave del invento es muy lefenor a la envergadors alar' de una aeronave comercia! coovensiomai.
Se observa particularmente en ia comparación entra ambas figuras sobrepuestas, qoe el timón horlsonfaf que regula el cabeceo se halla integrado a ia c ¾ de! fuselaje, fe que reduce la superficie frontal, o sea se reduce le resiste cia
frontal. También se observa que ambos disenos presentao una distancia e uival nte de los planes de estabili aclon ai centro de presida, en contraposición a lo que sucede con tas alas volante mencionadas en el arte previo.
la Figura 12 nos muestra una versión oana-d del invento, en la cual se observa ue la supesfeie sasfeatadora principa! contiene en su interior al espacio de carga o del pasaje. También de ese volumen sustentador surgen de su borde de ataque dos fuselajes (2 1) a su vez actuando corno ¾oomsÍS que soportan el plano canard (22) de estabilización horizontal. A diferencia de las construcciones del laveafo antes descritas, en esía caso puedo ve se que ta superficie sustentadora principa! no necesita de la extensión estanifeadors que surge del borde de fuga «Je su zona meóle que se vela en las construcciones anteriores y se puede apreciar un diseílo mas depurado del volumen ala-fuselale integrado del plano principal de sustentación. En esta conslmcolón ei plano estabilizador verdee! es un único plano que se poslciona en el eje ionglfodinal del plano sustentador que esta en la posición de máximo aiejsmlenfo del centro de presión opiluasando su capacidad esiabillaadora.
La figura 13 muestra a ta fugara 12 y ¿sis en ele vacia : latera!.
En todas las oonstmoesones hasta equf decentes se o ser an elementos gres sobresalen de! borde de ataque, necesarias para generar ei equilibrio longitudinal estítico. Dependiendo de le necesidad en cada caso; de ios propulsores de ias serias de carga o pasaje, se deberé disponer por delante do! borde de ataque a dichos el mentos sobresalientes cuidando de reducir en io posible la Interferencia aerodinámica sobre ta superficie sustentadora. Se entlersde que para el mejor aprovechamiento de las virtudes de las características que se pretenden proteger por medio do! resente Evento, es conveniente qoe estes elementos se sitúen como en tos ejemplos aquí ilustrados, en la cual la relevante superficie suslemtadora can su flecha negativa inicial sa encuentra reas adelantada. Esto genera ai beneficio adicional de mantener inalterada la zona de máxima sustentación qoe es la porcino central que Incluye al fuselaje ntegrado al ala
El ejempfo de realización gradeado en las Figuras 14, 15 y 16 permite observar una aeronave monoplaza con nabina y fuselaje integrado a la función sustentadora del ala. Este fuselaje Integrado es continuado por una primvar porción de ala (23) de diedro y flecha negativos de pendiente constante desde el eje longitudinal (X) hasta un punto (24) site por débalo del fondo (25) del fuselaje.
luego de {24} t el ala se convierte abruptamente en positiva en (26) hasta alcanzar una atea da extreme de ate (2?) susfanelaimente a la misma altura de (25 siendo ta pendiente de crecimiento de (28) taasblén constante. El hecho de que los cambios de dirección de las alas sean abruptos y no progresivos disminuye, según nuestros ensayos, al rendimiento de la aeronave, pero no se puede deseadas gue, pare problemas específicos, por ejemplo para aeronaves furtivas y aeronaves militaras de elevada velocidad, por ejemplo, supersónicas, o simplemente pam el adaraterniento del costo estructural esta diseca realización tenga sus ventajas.
La oooatmectén de ia F garo 1 ? nos muestra la perspectiva de una aeronave de eran pene, la cual para compensar el canees -h o y el centro de presión gue se halan corridos hacia la cele, presenta dos poda (28). La Figura 18 la lustra en elevación lateral
la Figura 19 muestra a te misma realxaclon en pierda superior, con un detalle de te posible disposición da asientos, y la fugara 20 la muestra en elevación dental
En esta versión se observa te ventaja adicional de poder situar ios molotes cerca del eje longitudinal en el espacio poe ponera el diedro negativo de la poseído central de la aeronave, con la consabida veníala que esta característica genera para la situación da fallo de alguno da fes propulsare
Las Figuras 21 , 22 y 23 muestran Iras vistas de una avioneta lograda con ios mismos principios del invento ya enunciados, utilizando al grupo motor C IO) como eontmpeso que comprensa el corrimiento hacia airas del habeeni .
La construcción de la Figura 24 nos permite apreciar un avión tipo "ejecutivo" o un avión mediano, qua posee en su eje de simetría "XX* una prolongación hacia delante (29) de un fuselaje convencional, hermanado al perfil atar del invento: la porción posterior del fuselaje (2δ) se Integra a la pomfen sustentadora 12} del fuselaje según el Inventa. La Flga
25 amosca a fe construcción de la Figura 24 en planta supes tor, y la Figura
26 lo muestra en elevación íroeis!. En esta última figura, se muestran las dos turbinas (10) ubicadas débale de ta concavidad del fuselaje y ala .
Hasta aquí se han Ilustrado y ejemplificado aemnavex da diverso ti o, desde monoplazas, biplazas, aviones ejecutivos y aeronaves da gran porte, tipo Jumbob
Sin embmgo, el presente Invento desde el panto de vista aerodinámico también halla su aplicación en al campo de los juguetes, o a loníss en escala, lo ocasos presentan las mismas características amna enunciad s, con la ovcepclón qua el espesor otar puede ser uniforme por razones constructivas y da la conformaci n y peso de ios atatohales empleados.
Le Figura 27 Ilustra una perspectiva de un avsPn en escala, el cual présenla una perdón susfancialmente a lan da de fuselaje (30), qua tiene en su borde Inferior, susisnclatmenta en el baricentro del avión, un escalón ;31) cuya finalidad es el ce enganchar un elemento elástico para au unpu!so, tai como un banda elástica.
Las Figuras 28, 29 y 30, respectivamente muestran una vista teleta!, frontal y en planta superior de ia Figura 27.
La Figura 31 nos muestra osa construcción det avión en escasa o juguete volador vista en perspectiva, con dos derivas o timones (11), siendo tas Figuras 32s 33 y 34 respectivamente tas vistas en elevación lateral, rio irania y en piante superior,.
La Figura 35 nos muestra la perspectiva de un modelo volador en escala del presenta in ento, siendo dotado este juguete de no motor (32) en su porción central, que par un lado permite equilibrar el baricentro de la aeronave, a la vez que Impulsa el aire por la concavidad inferior alineado con el eje de simetría longitudinal, Las figuras 36, 37 y 38. respectivamente ilustran la vista eo elevación lateral, de frente y en planta de la construcción de la Figura 35.
En resurgen, el presente invento tiene por o feto el diserto de aeronaves que pueden tenar la mayor parte, alna el total, de la carga distribuida dentro de la superitas alar sustentadora, eliminando ia necesidad de emplear los tradicionales fuselajes que sen estructuras Internamente huecas que onecen un freeo aerodinámico. El presente Invento ampara el diseño da alas de balo alargan-lente, por ende de mayor cuerda, y gracias a una combinación de diedros y flechas negativos desde le poseído centra! do ia aeromsoe, ano un punto de !ndex!bn a ona cota inferior si centro de la aeronave, para luego crecer con pendiente y flacha positiva baste alcanzar el e rem alar, logrando eo rendimiento de sustentación superior al de tas aeronaves tradicionales.
Se legra una dramática reducción del área íionfat y de la superítete empapada por la usenci de un fuselaje propiamente dicho, con la reducció de la resistencia generada en las uniones de las alas y superficies de maniobra tradicionales a dicho fuselaje, con estructuras más 

Claims

Reivindicaciones
1.- AERONAVE PROVISTA COR SUPER ICIE
OE SUSTEN TACION DETERMINADA POR LA SUPERFICIE ALAR INTEGRADA A POR LO OENOS PARTE DEL FUSELAJE, Y CON BAJA RELACION EN TRE LA ENVERGADURA ALAR Y SU CUERDA PROPfEDiCy eaq:v/pmy eco or ue el volumen sustentador incluye si menas parle del cuerpo ceñirá! en que se ale a la carga a IraaapertaL resenta do dicho volumen, un perR elar convencional en sentido longitudinal de la aeronave, que en sentido transversal sa proyecta sim tric ente acia arceos fados, a pedir de! eje longitudinal (y-x) (figuras 6 e S), eo sendos punieres iremos, cor; eieriso negativo (6) y Hecha negativa 13), hasta sendos puntos da Inflexión (C) a pedir de ios cuales se proyectan sendos segundos t amos, dislates, eoo d-edío positivo (4) y fleche positiva (16) hasta los extremos de la envergadura alar (8L
2- AERONAVE PROVISTA COR SUPERFICIE DE
SUST ENTACION DETERMINADA POR LA SUPE FICIE ALAR INTEGRADA A POR LO RÍENOS PART E DEL FUSELAJE, Y CON BAJA RELACION ENTRE LA ENVERGADURA ALAR Y SU CUERDA PROMEDIO. EiisOlOleaOT porque e! volumen sustentador incluye a! meóos cade del encopo cendal en que se alela la carca a p aospodar. nmse: J.ando dicho valoreen, un perfil alar convencional oe sentido OngiCGIna! de la aeronave, que en sentido transversal se proyecte sirnél-rlcomeele necia arabos ladoa; a parte del ele longitudinal v-x), con diedro progresivamente negativo (6) y Hecha progresivamente negativa, desda un mínimo valen tarda de diedro como de flecha, en el ele longitudinal hacia sendas zonas uA Inlleccido fCn en que tente e! died o como le Hecha comienzan a decrecer en su conoiclde de negativos, pasando or Pierdo neutro (tangente?) y Pecha neutra (tangente RA a p dlr de sos que se pnjyeeLan sendos segundos tramos dRtales p n dsedsa y Hecha progresRasaenie positivos hasta un máximo diedro ppsillvo y hacha posRva a los extremos ataras al)
3 - AERONAVE PROVISTA COR SUPERFICIE DE SUSTENTACION DETERMINADA POR LA SUPERFICIE ALAR INTEGRADA A POR LO MENOS PARTE DEL FUSELAJE, Y DOR BAJA RELACION ENTRE LA ENVERGADURA ALAR Y SU CUERDA PROMEDIO, según D reivindicado en 1 Y 2, Ai ac erRada por ue la porción central oeítne cea porción de Oselaie N g ada a las saperncies alaroa cuya aooa cendal de raeaoe-a cuerda contiene en so borde de fuga extendido las superficies de conho! de exíehRosd tanto horizontal copa o vertical.
4 ·· AERONAVE PROVISTA DOR SUPERFICIE DE SOSYENTACTBTt DETERMINADA POR LA SUPERFICIE ALAR INTEGRADA A POR LO MENOS PAR YE DEL FUSELAJE, Y DOR BAJA REDACTOR ENTRE: LA ENVERGADURA ALAR Y SU CUERDA PROMEDIO, seguo lo reivindicado eo i Y 2 , £ ¾£l k .$ porgue ai veieraen sustentador nreseota e tensiones do fuselaje o oeuBolos PeOa el PerOe de la aeronave y per dolama del herde de atague, comineando dichas fuselajes o góndolas carga, plantas motrices o pamge s.
5 - AERONAVE PROVISTA CON SUPERFICIE DE SUSTENTACION DETERMINADA POR LA SUPERFICIE ALAR IR TE O RADA A POR LO MEROS PARTE DEL, FUSELAJ , Y COR BAJA RELACION ENTRE LA ENVERGADURA ALAR Y SU CUERDA PROMEDIO según O reivindicado en O g IPÍlIlll.tí¾ pasque diadas oRenscones de fuselajes o góndolas son caldas por o lenie del bosde de ataque alaq en so configuración canard, por medi de un plano alar sosieslador.
8 ·■ AERONAVE PROVISTA CON SUPERFICIE DE SUSTENTACIÓN DETERMINADA COR LA SUPERFICIE AiAR INTEGRADA A POR LO RIENOS PARTE DEL FUSELAJE, GENERANDO UN VOLUMEN SUSTENTADOR DON SAJA RELACION ENTRE ENVERGADURA ALAR Y SU CUERDA ERORIEDR) como reivindicado en la cOasals O csracterRsda parque ios primeros damos alares (23 j de diedro y flacha negativos a parle del eje longitudinal de O aeronave sea pianos recias y forman, ansias de G!lex!dn con los respocllvos segundos damos d-sRles, de diedro y flecha positivos (23) que también son lanos rectos, siendo los bordes de ata me y de fuga da configuración lineal recia (Lamas 14 a 16).
7 - AERONAVE PROVISTA CON SUPERFICIE DE SOSTENTACIÓR DETERMINADA POR LA SUPERFICIE ALAR INTEGRADA A POR LO MENOS PARTE DEL FUSELAJE, GENERANDO UN VOLUMEN SUSTENTADOR CON BAJA RELACION TRE. ENVERGADURA ALAR Y SU CUERDA PROMEDIO como íelvirOtoado en la clausula A easscfesRada porqoe a partir del volnamn da sosfenOc!dn sorgo axtelmente respectó del longitudinal (x-xp por delante del borde de ataque, ana poroOn anterior da fuselaje convencional (29) (sacras 24t 2o y 26). 8~ AERONAVE PROVISTA CON SUPERFICIE DE
SUSTENTACIÓN DETERMINADA POR LA SUPERFICIE ALAR INTEGRADA A POR LO CIENOS PARTE DEL FUSELAJE. GENERANDO UN VOLUMEN SUSTENTADOR COR BAJA RELACIÓN ENTRE ENVERGADURA ALAR Y SU CUERDA PROMEDIO como reivindicado ea O cláusula 'U caraeteDs da porque ea la orción eGrema oste ior de la er n e presenta dos derivas.
9 AERONAVE PROVISTA CGN SUPERFICIE DE SUSTENTACIÓN DETERMINADA POR LA SUPERFICIE ALAR INTEGRADA A POR LO CIENOS PARTE DEL FUSELAJIE GENERANDO UN VOLUNTEN SUSTENTADOR CON SAJA RELACIÓN ENTRE ENVERGADURA ALAR Y SU CUERDA PROMEDIO ca-no reivindicado ao la cláusula C earaataS;esda parque eu la porción extrema posleaor de a aeronave ésenla una denva,
10 AERONAVE PROVISTA COR SUPERFICIE DE SUSTENTACIÓN DETERMINADA POR LA SUPERFICIE ALAR INTEGRADA A POR LO MEROS PARTE DEL FUSELAJE. GENERANDO UN VCLUGPN SUSTENTADOR CON BALA RELACIÓN ENTRE ENVERGADURA ALAR Y SU CUERDA PROMEDIO como reivindicado ea la clausula A aaroalerDaaa porque O cordorraaclca descaía deílne no oblato velador a escala reducida qaa és nl una porción oconal de fuselaje el cual ea adyacencia del banooatro cosca un escalón que deüne un Mae canda o? cual asienta un leme to cleacao Impulse? de! vuelo de la a orna ave.
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