WO2020222634A1 - Ala rotativa de autorotación inducida - Google Patents

Ala rotativa de autorotación inducida Download PDF

Info

Publication number
WO2020222634A1
WO2020222634A1 PCT/MX2020/000012 MX2020000012W WO2020222634A1 WO 2020222634 A1 WO2020222634 A1 WO 2020222634A1 MX 2020000012 W MX2020000012 W MX 2020000012W WO 2020222634 A1 WO2020222634 A1 WO 2020222634A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
autorotation
aircraft
rotor
aerodynamic structure
air flow
Prior art date
Application number
PCT/MX2020/000012
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Rodrigo GALLARDO ROSADO
Original Assignee
Gallardo Rosado Rodrigo
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Gallardo Rosado Rodrigo filed Critical Gallardo Rosado Rodrigo
Priority to CA3172430A priority Critical patent/CA3172430A1/en
Priority to US17/913,041 priority patent/US20230312081A1/en
Publication of WO2020222634A1 publication Critical patent/WO2020222634A1/es

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/16—Blades
    • B64C11/18—Aerodynamic features
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/16—Blades
    • B64C11/20—Constructional features
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/16—Blades
    • B64C11/20—Constructional features
    • B64C11/24—Hollow blades

Definitions

  • This invention is related to the aeronautical industry since it is a rotating wing that provides lift to an aircraft. More specifically to one that uses autorotation to drive the movement of the blades and provide the ability to take off and land vertically, as well as to float to a static point in the air.
  • Rotating wings have been used to provide evasion to different types of aircraft. Depending on the system used, rotary wings can provide lift, but also thrust. One of the great qualities of some systems is that they can provide an aircraft with the ability to take off and land vertically, as well as hover at a static point in the air.
  • the main system that has been used is in which the rotor is mechanically driven by a motor from the axis of rotation.
  • This system is used in aircraft known as helicopters. It is a very complex system to understand in terms of physics and aerodynamics, but the basis of its operation can be summarized as follows:
  • the rotor is mechanically driven by a motor from the axis of rotation.
  • the rotor generates lift and also thrust.
  • Rotation of the rotor generates torque which makes the system naturally unstable as the aircraft will try to rotate on the axis of rotation, but in the opposite direction to which the rotor rotates. Due to this it is necessary to have a system that counteracts the torque, for example, a tail rotor or to configure the aircraft with two main rotors that rotate in opposite directions.
  • the rotor has mechanisms that control the individual angle of incidence of the blades in a cyclical and collective way to increase or decrease the lift and control the thrust of the rotor.
  • the system has great advantages such as providing an aircraft with the ability to take off and land vertically, as well as floating at a static point in the air and moving in any direction.
  • the system also has great disadvantages such as the fact that it is a naturally unstable system due to the torque generated by the rotation of the rotor. It is also complex because of the mechanisms used to control evasion, thrust and to counteract rotor torque. The system is expensive to manufacture, maintain, operate and difficult to pilot. There is a variant of the previous system that is important to mention. It is a system in which multiple rotors are used. They are all driven by motors so they generate torque, but it is possible to counteract this by making the rotors turn in opposite directions. In this system, it is not necessary to have mechanisms that control the individual angle of incidence of the blades, the rotors as a whole generate and control both lift and thrust by varying the speed of rotation of the rotors in a very precise way.
  • the system has great advantages such as providing an aircraft with the ability to take off and land vertically, as well as to float at a static point in the air and to move in any direction.
  • the fundamental difference of this system is that the rotor is not driven by a motor.
  • the rotor turns freely on the axis of rotation driven by a phenomenon called autorotation in which a flow of air that passes through the blades causes them to rotate and generate lift.
  • the rotor generates lift, but no thrust.
  • the rotor does not have mechanisms that control the individual angle of incidence of the blades.
  • the air flow that makes autorotation possible is generated when the aircraft moves from place to place, so the aircraft has an engine, but this is not connected to the main rotor, but is only responsible for generating horizontal thrust to be able to propel the aircraft forward.
  • This can be done by means of a propeller or other horizontal propulsion system in a configuration similar to that used in fixed-wing aircraft.
  • the airflow that makes autorotation possible comes from the front of the aircraft and flows from the bottom to the top of the rotor unlike the system used by helicopters where the rotation of the propellers causes the air to flow from top to bottom of the rotor.
  • An interesting feature is that autorotation makes the blades in gyroplane rotors accelerate their forward movement by receiving an air flow in their front part, which means that the blades have the ability to accelerate their movement in the opposite direction to the that the air flows that hits them in its frontal part.
  • the lift increases by increasing the rotational speed of the rotor and this is controlled by increasing the horizontal thrust, which increases the flow of air that passes through the rotor blades and also by modifying the angle.
  • the rotor works even in aircraft that do not have a thrust engine and that only when towed by another vehicle, be it land or water, obtain the air flow that makes autorotation possible.
  • autorotation can be used by helicopters when performing an emergency descent in the event of an engine or transmission failure.
  • When losing altitude the air flow is reversed if during normal flight it flows from top to bottom in autorotation it flows from bottom to top accelerating the rotation of the rotor and allowing a controlled descent to the ground.
  • the rotary wing system used by gyros has great advantages such as the fact that it is a naturally stable system since the rotation of the rotor does not generate torque and therefore the aircraft does not need to have a mechanism to counteract it. It is also a simpler system since it does not need mechanisms that change the individual angle of incidence of the blades to control the elevation. It is a very safe system since the movement of the rotor is automatic and independent of the operation of a motor. It is a system that is less difficult to pilot compared to the system used by helicopters, it is also less expensive to manufacture, maintain and operate.
  • This system also has disadvantages in that it cannot offer an aircraft vertical take-off and landing. It also does not have the ability to float at a static point in the air unless the aircraft receives a stream of air in its frontal part derived from atmospheric conditions.
  • rotary wing systems have been made that combine characteristics of the helicopter and gyroplane system. This has been done to take advantage of both, for example, by configuring aircraft with a system that uses autorotation for cruise flight but temporarily connects the rotor to an engine to achieve vertical take-off and incorporates a mechanism that varies the angle. individual incidence of blades.
  • the methods that combine the two types of systems have been diverse, but it is important to mention that combinations have been made where, when incorporating the mechanisms of the helicopter system, their complications and disadvantages are incorporated.
  • Aircraft have also been configured that use the traditional helicopter system but incorporate additional horizontal thrust rotors to increase cruising speed.
  • a rotary wing system that presents an important difference in terms of design and operation. It is a system in which the tip of the blades has a propulsion device such as a rocket motor. The propulsion device is powered by fuel that is transported through the interior of the blade from the axis of rotation to the tip.
  • a propulsion device such as a rocket motor.
  • the propulsion device is powered by fuel that is transported through the interior of the blade from the axis of rotation to the tip.
  • This invention is a rotary wing that provides lift to an aircraft and uses autorotation as the basis of its operation.
  • the movement of the rotor is generated by a flow of air that passes through the blades, but a big difference is that obtaining the air flow is independent of the position of the aircraft or the conditions. atmospheric.
  • the rotor can offer an aircraft the ability to take off and land vertically, as well as hover at a static point in the air. This is in addition to the ability to autorotate in a standard way when moving the aircraft from place.
  • this system does not use helicopter system mechanisms.
  • the rotor is never connected or mechanically driven by a motor from the axis of rotation so that the rotation of the rotor does not generate torque.
  • the system also does not use mechanisms to vary the individual angle of incidence of the blades, the elevation increases or decreases as the rotational speed of the rotor increases or decreases.
  • This invention has the advantages of a gyroplane rotor starting with the fact that it is a naturally stable system since the rotation of the rotor does not generate torque. It is also a very safe and reliable system since it operates by autorotation at all times and does not depend on the mechanical connection to a motor.
  • the system does not incorporate mechanisms of the system used by helicopters, it is important to mention that it does not use a propulsion system at the tip of the blades to rotate the rotor.
  • the systems used They have used to propel a rotor and provide it with the ability to take off and land vertically, as well as to float at a static point in the air. They have propelled the rotor from either of the wrong blades. Either from the axis of rotation using a motor or from the tips of the blades using a propeller system.
  • An important difference of this invention is that the rotor would use the middle surface of the blade to have those capabilities. This is possible since this rotary wing would have the ability to autorotate at all times.
  • Standard helicopter and gyroplane blades consist of a single piece, but in this rotor the blades are composite which means that each blade is made up of two parts. They are two aerodynamic structures that fit together, a front (1) and a rear (2) joined in a configuration that allows the two structures to be completely joined or partially separated, which results in two types of positions. The first is the standard autorotation position and the second is the induced autorotation position.
  • the way in which the two aerodynamic structures are partially joined and separated is by means of bars (3) that are fixed to the front aerodynamic structure (1). These bars (3) enter the rear aerodynamic structure (2) through holes in its front part (7) so that when the two aerodynamic structures are together the bars (3) remain inside the rear aerodynamic structure (2) which has enough length to store. When the two structures are partially separated, the bars (3) run forward of the rear aerodynamic structure (2) so that they project the front aerodynamic structure (1) forward. The movement of the bars forward or downward behind the rear aerodynamic structure (2) is generated from inside it and can be driven hydraulically or electrically.
  • the induced autorotation position is used. In this position the two structures are partially separated. They continue to maintain an aerodynamic shape similar to that of an individual blade, but with a gap between them through which the front structure (1) provides the rear (2) with an air flow that activates autorotation. This is possible since the rear structure (2) has in itself the aerodynamic shape of an individual blade, which when receiving an air flow in its front part accelerates its forward movement.
  • the front aerodynamic structure (1) has a hollow part (4) along which an air flow (6) is injected. This air flow is subsequently expelled through openings (5) that face rearward, towards the front of the rear aerodynamic structure (2).
  • the air flow (6) is injected from the rotation axis (8) and can be generated in different ways, for example, by an air compressor in the aircraft or by the horizontal thrust engine, but redirecting the air flow using conduits to the axis of rotation (8) and subsequently to the hollow part of the front aerodynamic structure of the blade (4).
  • elevation is controlled by the speed of rotation of the rotor and this in turn is controlled by varying the speed of the air flow that is injected into the system.
  • Figure 1 is the profile view of the aerodynamic shape of the front structure of the blade.
  • Figure 2 is the profile view of the aerodynamic shape of the rear structure of the blade.
  • Figure 3 is the profile view of the aerodynamic shape of the two structures joined in a standard autorotation position.
  • Figure 4 is the profile view of the aerodynamic shape of the two separate structures in the induced autorotation position.
  • Figure 5 is the profile view of the front aerodynamic structure of the blade, the hollow part that runs through it and the bars fixed to this structure.
  • Figure 6 is the view from behind of a section of the front aerodynamic structure where the position of the openings through which the air flow that was injected from the axis of rotation is indicated.
  • Figure 7 is the view from behind of a section of the frontal aerodynamic structure where the direction of the air flow that is expelled through the openings and that was previously injected from the axis of rotation is indicated.
  • Figure 8 is the view from behind of a section of the front aerodynamic structure where the places to which the bars are attached are indicated.
  • Figure 9 is a perspective view of a section of the front aerodynamic structure with the bars.
  • Figure 10 is a perspective view of a section of the front aerodynamic structure with the direction of flow of air injected from the axis of rotation. The white arrows show the direction the airflow takes as it passes through the hollow part and is expelled through the openings.
  • Figure 11 is a perspective view of a section of the rear aerodynamic structure and the holes through which the fixed bars are inserted into the front aerodynamic structure.
  • Figure 12 is a perspective view of a section of the two structures showing the position of the bars of the front aerodynamic structure in relation to the holes of the rear aerodynamic structure.
  • Figure 13 is a perspective view of a section of the blade where the two aerodynamic structures that comprise it are joined in a standard autorotation position.
  • Figure 14 is a perspective view of a section of the blade where the two aerodynamic structures that make up are joined in a standard autorotation position and where the direction of the air flow derived from the displacement of the aircraft is shown.
  • Figure 15 is a perspective view of a section of the blade where the two aerodynamic structures that make it up are separated in a position of induced autorotation.
  • Figure 16 is a perspective view of a section of the blade where the two aerodynamic structures that make it up are separated in an induced autorotation position and where the direction of the air flow injected from the axis of rotation is shown.
  • the white arrows show the direction the air flow as it passes through the hollow part inside the front aerodynamic structure and as it is expelled through the openings.
  • Figure 17 is a perspective view of a section of the blade where the two aerodynamic structures that make it up are joined in a standard autorotation position.
  • Figure 18 is a perspective view of a section of the blade where the two aerodynamic structures that comprise it are joined in a standard autorotation position and where the direction of the air flow derived from the displacement of the aircraft is shown.
  • Figure 19 is a perspective view of a section of the blade where the two aerodynamic structures that make it up are separated in a position of induced autorotation.
  • Figure 20 is a perspective view of a section of the blade where the two aerodynamic structures that make it up are separated in an induced autorotation position and where the direction of the air flow injected from the axis of rotation is shown.
  • the white arrows show the direction the airflow takes as it passes through the hollow part inside the front aerodynamic structure and is expelled through the openings.
  • Figure 21 is the perspective view of two blades of the rotary wing in an induced autorotation position where the movement of the air flow is shown with respect to the direction of movement of the blades.
  • This Invention can be made through a company, institution, research center or university that has knowledge of aeronautical engineering and that has the ability to analyze, design and test aerodynamic structures in particular rotary wings.
  • the first step is to do the proof of concept followed by design and computer simulations. After these steps a functional design can be built either to scale or life size.
  • this rotary wing is naturally stable, very safe, with good payload capacity, with lower cost of operation and maintenance (compared to systems used by helicopters) and with less difficulty to pilot an aircraft that uses its application.
  • industrial is wide and versatile.
  • the system also offers the advantage of the flexibility of being used in aircraft powered by electric, internal combustion or hybrid motors so this type of rotary wing could be used in manned and unmanned aircraft, both for civil and military use.
  • it could be used in personal transport aircraft (for one or two people) with the ability to outperform existing designs in terms of safety, stability, load capacity, cost of operation and ease of piloting. It could also be used in unmanned aircraft for military reconnaissance use and could have stealth characteristics (if used with a propulsion system electrical) such as a low thermal footprint for infrared sensors as well as low noise levels. In the same way, it could be incorporated into various types of aircraft depending on the specific needs of each designer or manufacturer.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

La presente invención describe un ala rotativa que proporciona elevación a una aeronave y que es impulsada por autorotación. Es un ala rotativa naturalmente estable ya que no genera torque y muy segura porque utiliza la autorotación en todo momento para impulsar sus aspas. El diseño de las aspas le permite utilizar la autorotación de dos maneras diferentes. La primera dependiente del flujo de aire que se crea al desplazar la aeronave de lugar y la cual sirve para proporcionar una modalidad de vuelo crucero y la segunda independiente del movimiento de lugar de la aeronave para proporcionar una modalidad de vuelo estático que incluye la capacidad de despegue y aterrizaje vertical así como de flotar en un punto estático en el aire.

Description

ALA ROTATIVA DE AUTOROTACIÓN INDUCIDA
CAMPO TÉCNICO
Esta invención se relaciona con la industria aeronáutica ya que es un ala rotativa que proporciona elevación a una aeronave. De manera más específica a una que utiliza la autorotadón para impulsar el movimiento de las aspas y proporcionar la capacidad de despegue y aterrizaje vertical, asi como de flotar en un punto estático en el aire.
ANTECEDENTES
Las alas rotativas han sido utilizadas para proporcionar eievadón a distintos tipos de aeronaves. Dependiendo del sistema que se use las alas rotativas pueden proporcionar elevación, pero también empuje. Una de las grandes cualidades de algunos sistemas es que pueden proporcionar a una aeronave la capacidad de despegue y aterrizaje vertical, así como de flotar en un punto estático en el aire.
El principal sistema que se ha utilizado es en el cuai el rotor es impulsado mecánicamente por un motor desde el eje de rotación. Este sistema se utiliza en aeronaves conocidas como heiicópteros. Es un sistema muy complejo de entender en cuanto a física y aerodinámica pero la base de su funcionamiento se puede resumir de ia siguiente manera:
- El rotor es impulsado mecánicamente por un motor desde el eje de rotación.
- El rotor genera elevación y también empuje.
- El giro del rotor genera torque lo que hace que el sistema sea naturalmente inestable ya que la aeronave intentará girar sobre el eje de rotación, pero en la dirección opuesta a la que gira el rotor. Debido a esto es necesario contar con un sistema que contrarreste el torque, por ejemplo, un rotor de cola o el configurar la aeronave con dos rotores principales que giren en direcciones opuestas.
- El rotor cuenta con mecanismos que controlan el ángulo de incidencia individual de las aspas de manera cíclica y colectiva para aumentar o disminuir ia elevación y controlar el empuje del rotor.
- En este sistema el giro de las aspas hace que el aire fluya de arriba hacia abajo del rotor.
El sistema tiene grandes ventajas como el proporcionar a una aeronave la capacidad de despegue y aterrizaje vertical, así como de flotar en un punto estático en el aire y de moverse en cualquier dirección.
El sistema también tiene grandes desventajas como el hecho de que es un sistema naturalmente inestable por el torque generado por el giro del rotor. También es complejo por Sos mecanismos que se usan para controlar la eievadón, el empuje y para contrarrestar el torque del rotor. EI sistema es costoso de fabricar, de mantener, de operar y difícil de pilotear Existe una variante del sistema anterior que es importante mencionar. Es un sistema en el cual se utilizan múltiples rotores. Todos están impulsados por motores asi que generan torque, pero es posible contrarrestarlo al hacer que los rotores giren en direcciones opuestas. En este sistema no es necesario contar con mecanismos que controlen el ángulo de incidencia individual de las aspas, los rotores en conjunto generan y controlan tanto elevación cómo empuje al variar la velocidad del giro de los rotores de manera muy precisa.
El sistema tiene grandes ventajas como el proporcionar a una aeronave la capacidad de despegue y aterrizaje vertical, asi como de flotar en un punto estático en el aire y de moverse en cualquier dirección.
La desventaja principal de este sistema es que para poder controlar de manera muy precisa la velocidad de giro de los rotores es necesario que ios motores que los Impulsan sean eléctricos y esto hace que su tiempo de vuelo y capacidad de carga estén limitados a la capacidad de las baterías.
Existe otro sistema de ala rotativa que opera de manera diferente a los dos anteriores. Este se utiliza en un tipo de aeronave que es llamada de distintas maneras tales como giroplano, autogiro o girocóptero y la base de su funcionamiento se puede resumir de la siguiente manera:
- La diferencia fundamental de este sistema radica en que el rotor no es impulsado por un motor. El rotor gira libremente sobre el eje de rotación impulsado por un fenómeno que se llama autorotación en el que un flujo de aire que pasa a través de las aspas hace que estas giren y generen elevación.
- El rotor genera elevación, pero no empuje.
- El giro del rotor no genera torque lo que hace que el sistema sea naturalmente estable y no sea necesario contar con un sistema que contrarreste el torque.
- El rotor no cuenta con mecanismos que controlan el ángulo de incidencia Individual de las aspas.
- En este sistema el aire fluye de abajo hacia arriba del rotor.
En este sistema el flujo de aire que hace posible la autorotación se genera cuando la aeronave se desplaza de lugar por lo que la aeronave cuenta con un motor, pero este no está conectado al rotor principal, sino que se encarga únicamente de generar empuje horizontal para poder impulsar la aeronave hacia adelante. Esto se puede hacer por medio de una hélice u otro sistema de propulsión horizontal en una configuración similar a la que se usa en las aeronaves de ala fija.
Ei flujo de aire que hace posible la autorotación viene desde el frente de la aeronave y fluye de abajo hacia arriba del rotor a diferencia del sistema que utilizan los helicópteros en donde el giro de las hélices hace que el aire fluya de arriba hada abajo del rotor. Una característica interesante es que la autorotación hace que en los rotores de giroplanos las aspas aceleran su movimiento hacia adelante al recibir un flujo de aire en su parte frontal lo que significa que las aspas tienen la capacidad de acelerar su movimiento en ia dirección opuesta a la que fluye el aire que las impacta en su parte frontal. En el sistema de rotor de los giroplanos la elevación aumenta al incrementar la velocidad de giro del rotor y esto se controla incrementando el empuje horizontal, el cual aumenta el flujo de aire que pasa a través de las aspas del rotor y también al modificar el ángulo de ataque del rotor como una sola pieza. Es por esta razón que el sistema carece de la complejidad del sistema utilizado en los helicópteros ya que no se necesita un mecanismo que controle el ángulo de incidencia individual de las aspas para aumentar o disminuir la elevación. El flujo de aire se obtiene y se incrementa ai aumentar el empuje horizontal pero también una vez que la aeronave está en el aire se obtiene al perder altitud cuando disminuye o se detiene el empuje horizontal. Esto hace que este tipo de aeronaves sean muy seguras ya que una vez que están en el aire pueden descender gradualmente a tierra sin la ayuda de ningún tipo de motor, únicamente usando el flujo de aire que se genera ai perder altitud, el cual fluye a través del rotor de abajo hacia arriba y mantiene al rotor girando.
En este tipo de sistemas el rotor funciona incluso en aeronaves que no tienen motor de empuje y que únicamente al ser remolcadas por otro vehículo ya sea terrestre o acuático obtienen el flujo de aire que hace posible la autorotación.
Otra característica importante de mencionar es que la autorotación puede ser utilizada por los helicópteros al realizar un descenso de emergencia en caso de una falla de motor o de transmisión. Al perder altitud el flujo de aire se invierte, si durante el vuelo normal fluye de arriba hacia abajo en la autorotación fluye de abajo hacia arriba acelerando el giro del rotor y permitiendo un descenso controlado a tierra.
El sistema de ala rotativa que utilizan los giroplanos tiene grandes ventajas como el hecho de que es un sistema naturalmente estable ya que el giro del rotor no genera torque y por lo tanto la aeronave no necesita tener un mecanismo que lo contrarreste. También es un sistema más sencillo ya que no necesita mecanismos que cambien el ángulo de incidencia individual de ías aspas para controlar la elevación. Es un sistema muy seguro ya que el movimiento del rotor es automático e independiente del funcionamiento de un motor. Es un sistema que es menos difícil de pilotear si es comparado con el sistema que utilizan los helicópteros, también es menos costoso de fabricar, de mantener y de operar.
Este sistema también tiene desventajas ya que no puede ofrecer a una aeronave el despegue y aterrizaje vertical. Tampoco tiene ia capacidad de flotar en un punto estático en el aire a menos que ia aeronave reciba una corriente de aire en su parte frontal derivada de condiciones atmosféricas.
Es importante mencionar que se han hecho sistemas de alas rotativas que combinan características del sistema de helicópteros y de giroplanos. Esto se ha hecho para tener ventajas de ambos, por ejemplo, al configurar aeronaves con un sistema que utiliza ia autorotación para el vuelo de crucero pero que para lograr un despegue vertical conecta temporalmente el rotor a un motor e incorpora un mecanismo que varía eí ángulo de incidencia individual de ¡as aspas. Han sido diversos los métodos que combinan los dos tipos de sistemas, pero So importante es mencionar que se han hecho combinaciones en donde al incorporar los mecanismos del sistema de helicópteros se incorporan sus complicaciones y desventajas. También se han configurado aeronaves que utilizan eí sistema tradicional de los helicópteros pero que incorporan rotores adicionales de empuje horizontal para aumentar ia velocidad de crucero.
También es importante mencionar que existe un sistema de ala rotativa que presenta una diferencia importante en cuanto a diseño y funcionamiento. Es un sistema en el cual la punta de las aspas cuenta con un dispositivo de propulsión tal como un motor cohete. El dispositivo de propulsión es alimentado por combustible que se transporta a través del interior del aspa desde el eje de rotación a la punta. Una característica importante de este tipo de sistema es que al ser impulsado desde la punta de ¡as aspas el giro del rotor no genera torque por lo que no es necesario contar con un sistema que lo contrarreste.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCION
Esta invención es un ala rotativa que proporciona elevación a una aeronave y que utiliza la autorotación como base de su funcionamiento. Al igual que en un giroplano el movimiento del rotor es generado por un flujo de aire que pasa a través de las aspas, pero una gran diferencia consiste en que la obtención del flujo de aire es independiente al desplazamiento de lugar de la aeronave o a las condiciones atmosféricas. De esta manera el rotor puede ofrecer a una aeronave la capacidad de despegue y aterrizaje vertical, así como de flotar en un punto estático en el aire. Esto adicional a la capacidad de autorotar de manera estándar ai desplazar la aeronave de lugar.
A diferencia de los sistemas en donde se han combinado mecanismos de rotores de helicópteros y giroplanos en este sistema no se utilizan mecanismos del sistema de helicópteros. El rotor en ningún momento se conecta ni es impulsado mecánicamente por un motor desde eí eje de rotación de manera que el giro del rotor no genera torque. El sistema tampoco utiliza mecanismos para variar el ángulo de incidencia individual de las aspas, la elevación aumenta o disminuye ai incrementar o reducir ia velocidad de giro del rotor. Esta invención tiene las ventajas de un rotor de giroplano empezando por el hecho de que es un sistema naturalmente estable ya que el giro del rotor no genera torque. También es un sistema muy seguro y confiable ya que opera por autorotación en todo momento y no depende de la conexión mecánica a un motor. Es un sistema que carece de la necesidad de tener mecanismos complicados para controlar el ángulo de incidencia individual de las aspas ni para compensar el torque del motor Además de tener las ventajas del sistema de giroplanos puede proporcionar a una aeronave la capacidad de despegue y aterrizaje vertical, asi como de permanecer flotando en un punto estático en el aire.
Así como se menciona que el sistema no incorpora mecanismos del sistema que usan los helicópteros es importante mencionar que tampoco utiliza un sistema de propulsión en la punta de ¡as aspas para hacer girar al rotor Para entender mejor este invento podemos considerar que los sistemas que se han utilizado para impulsar un rotor y proporcionarle la capacidad de despegue y aterrizaje vertical, así como de flotar en un punto estático en el aire han impulsado ai rotor desde cualquiera de los dos erremos de las aspas. Ya sea desde el eje de rotación utilizando un motor o desde las puntas de las aspas utilizando un sistema propulsor. Una diferencia importante de esta invención es que el rotor usaría la superficie de en medio del aspa para tener esas capacidades. Esto es posible ya que esta ala rotativa tendría la capacidad de autorotar en todo momento. Al igual que en un giroplano podría autorotar gracias al flujo de aire derivado de desplazar la aeronave hacia adelante o ai perder altura, pero también podría Inducir su propia autorotación durante el despegue, aterrizaje y para flotar en un punto estático en el aire. La autorotación se podría inducir gradas ai diseño de las aspas.
Las aspas estándar de helicópteros y giroplanos constan de una sola pieza, pero en este rotor las aspas son compuestas lo que significa que cada aspa está formada por dos partes. Son dos estructuras aerodinámicas que embonan entre si, una frontal (1) y una trasera (2) unidas en una configuración que permite que las dos estructuras puedan estar completamente unidas o parcialmente separadas lo que da como resultado dos tipos de posiciones. La primera es la posición de autorotación estándar y la segunda de autorotación inducida.
La forma en que se unen y separan parcialmente las dos estructuras aerodinámicas es por medio de unas barras ( 3) que están fijas a la estructura aerodinámica frontal (1 ). Estas barras (3) entran a la estructura aerodinámica trasera (2) por medio de orificios en su parte delantera (7) de manera que cuando las dos estructuras aerodinámicas están juntas las barras( 3) quedan dentro de la estructura aerodinámica trasera (2) la cual cuenta con suficiente longitud para almacenarías. Cuando las dos estructuras están parcialmente separadas las barras (3) corren hada adelante de la estructura aerodinámica trasera (2) de manera que proyectan la estructura aerodinámica frontal (1) hada adelante. El movimiento de las barras hacia adelante o bada atrás de la estructura aerodinámica trasera ( 2) se genera desde el interior de esta y puede ser impulsado de manera hidráulica o eléctrica.
En la posición de autorotación estándar las dos estructuras se encuentran unidas y tienen la forma aerodinámica de un aspa individual (de una soia pieza). De esta manera la autorotación se genera al recibir un flujo de aire (6) derivado del desplazamiento de la aeronave. Esta sería la posición del aspa para una modalidad de vuelo crucero.
Para el despegue y aterrizaje vertical o para flotar en un punto estático en el aire se utiliza la posición de autorotación inducida. En esta posición las dos estructuras se encuentran parcialmente separadas. Siguen manteniendo una forma aerodinámica similar a la de un aspa individual, pero con un espado entre ambas a través del cual la estructura frontal (1 ) provee a la trasera (2) de un flujo de aire que activa la autorotación. Esto es posible ya que la estructura trasera (2) tiene en si misma la forma aerodinámica de un aspa individual, la cual al recibir un flujo de aire en su parte frontal acelera su movimiento hacia adelante.
La estructura aerodinámica frontal (1 ) tiene a lo largo una parte hueca (4) por donde se inyecta un flujo de aire (6). Este flujo de aire es expulsado posteriormente por medio de aberturas (5) que miran hacia atrás, hacia la parte frontal de la estructura aerodinámica trasera (2). Eí flujo de aire (6) es inyectado desde ei eje de rotación (8) y puede ser generado de distintas formas, por ejemplo, por un compresor de aire en la aeronave o por el motor de empuje horizontal, pero redirigiendo el flujo de aire utilizando conductos hacia el eje de rotación (8) y posteriormente a la parte hueca de la estructura aerodinámica frontal del aspa (4). Ai igual que en un rotor de giroplano ¡a elevación se controla por medio de la velocidad de giro del rotor y esta a su vez es controlada variando la velocidad del flujo de aire que es Inyectado al sistema.
DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La figura 1 es la vista de perfil de la forma aerodinámica de la estructura frontal del aspa.
La figura 2 es la vista de perfil de la forma aerodinámica de la estructura trasera del aspa.
La figura 3 es la vista de perfil de la forma aerodinámica de las dos estructuras unidas en posición de autorotación estándar.
La figura 4 es la vista de perfil de ia forma aerodinámica de las dos estructuras separadas en posición de autorotación inducida.
La figura 5 es la vista de perfil de la estructura aerodinámica frontal del aspa, la parte hueca que corre a través de ella y las barras fijas a esta estructura.
La figura 6 es ia vista desde atrás de una sección de la estructura aerodinámica frontal donde se indica la posición de las aberturas por donde sale el flujo de aire que fue inyectado desde el eje de rotación.
La figura 7 es la vista desde atrás de una sección de la estructura aerodinámica frontal donde se indica la dirección del flujo de aire que es expulsado por las aberturas y que fue previamente inyectado desde ei eje de rotación.
La figura 8 es la vista desde atrás de una sección de la estructura aerodinámica frontal donde se indican los lugares a los cuales van fijas las barras.
La figura 9 es una vista en perspectiva de una sección de la estructura aerodinámica frontal con las barras. La figura 10 es una vista en perspectiva de una sección de la estructura aerodinámica frontal con la dirección de flujo de aire inyectado desde el eje de rotación. Las flechas blancas muestran la dirección que toma el flujo de aire al pasar por la parte hueca y al ser expulsado por las aberturas.
La figura 11 es una vista en perspectiva de una sección de la estructura aerodinámica trasera y los orificios por donde se introducen las barras fijas a la estructura aerodinámica frontal.
La figura 12 es una vista en perspectiva de una sección de las dos estructuras donde se muestra la posición de las barras de la estructura aerodinámica frontal en relación a los orificios de la estructura aerodinámica trasera.
La figura 13 es una vista en perspectiva de una sección del aspa donde las dos estructuras aerodinámicas que la conforman están unidas en posición de autorotación estándar.
La figura 14 es una vista en perspectiva de una sección del aspa donde ¡as dos estructuras aerodinámicas que ¡a conforman están unidas en posición de autorotación estándar y donde se muestra la dirección del flujo de aire derivado del desplazamiento de la aeronave.
La figura 15 es una vista en perspectiva de una sección del aspa donde de las dos estructuras aerodinámicas que la conforman están separadas en posición de autorotación inducida.
La figura 16 es una vista en perspectiva de una sección del aspa donde las dos estructuras aerodinámicas que la conforman están separadas en posición de autorotación inducida y donde se muestra ia dirección del flujo de aire inyectado desde el eje de rotación. Las flechas blancas muestran la dirección que toma el flujo de aire al pasar por la parte hueca en el interior de la estructura aerodinámica frontal y al ser expulsado por las aberturas.
La figura 17 es una vista en perspectiva de una sección del aspa donde las dos estructuras aerodinámicas que la conforman están unidas en posición de autorotación estándar.
La figura 18 es una vista en perspectiva de una sección del aspa donde las dos estructuras aerodinámicas que la conforman están unidas en posición de autorotación estándar y donde se muestra la dirección del flujo de aire derivado del desplazamiento de la aeronave.
La figura 19 es una vista en perspectiva de una sección del aspa donde las dos estructuras aerodinámicas que la conforman están separadas en posición de autorotación inducida.
La figura 20 es una vista en perspectiva de una sección del aspa donde las dos estructuras aerodinámicas que la conforman están separadas en posición de autorotación inducida y donde se muestra ia dirección del flujo de aire inyectado desde el eje de rotación. Las flechas blancas muestran la dirección que toma el flujo de aire al pasar por la parte hueca en el interior de la estructura aerodinámica frontal y al ser expulsado por las aberturas.
La figura 21 es la vista en perspectiva de dos aspas del ala rotativa en posición de autorotación inducida donde se muestra el movimiento del flujo de aire con respecto a la dirección de movimiento de las aspas.
MEJOR METODO CONOCIDO O MEJOR MANERA PREVISTA POR EL SOLICITANTE PARA
REALIZAR LA INVENCIÓN REIVINDICADA
Esta Invención se puede realizar a través de una compañía, institución, centro de investigación o universidad que tenga conocimientos de ingeniería aeronáutica y que tenga la capacidad de analizar, diseñar y probar estructuras aerodinámicas en particular alas rotativas. El primer paso es hacer la prueba de concepto seguida de un diseño y simulaciones por computadora. Después de estos pasos se puede construir un diseño funcional ya sea a escala o de tamaño real.
FORMA EN QUE PUEDE PRODUCIRSE, UTILIZARSE O AMBOS
Debido a que esta ala rotativa es naturalmente estable, muy segura, con buena capacidad de carga útil, con menor costo de operación y mantenimiento (comparada con los sistemas que usan los helicópteros) y con menor dificultad para pilotear una aeronave que la utilice su aplicación industrial es amplia y versátil. El sistema también ofrece la ventaja de la flexibilidad de ser usado en aeronaves impulsadas por motores eléctricos, de combustión interna o híbridos así que este tipo de ala rotativa podría ser utilizada en aeronaves tripuladas y no tripuladas, tanto para uso civii como militar.
Por ejemplo, podría ser utilizada en aeronaves de transporte personal (para una o dos personas) con la capacidad de superar a los diseños existentes en términos de seguridad, estabilidad, capacidad de carga, costo de operación y facilidad para pilotear. También podría ser utilizada en aeronaves no tripuladas para uso militar de reconocimiento y poder tener características de sigilo (si se usa con un sistema de propulsión eléctrico) tales como una baja huella térmica para los sensores infrarrojos asi cómo bajos niveles de ruido. De igual forma se podría incorporar en diversos tipos de aeronaves dependiendo de las necesidades especificas de cada disefiador o constructor.

Claims

REIVINDICACIONES
1.- Ala rotativa que es impulsada por autorotación caracterizada por tener aspas cuya particularidad consiste en que cada una está formada por una estructura aerodinámica con forma de aspa individual que tiene al frente una estructura aerodinámica a través de la cual se le provee de un flujo de aire que impacta su parte frontal y acelera su movimiento hacia adelante utilizando el fenómeno de autorotación. De esta manera el ala rotativa es capaz de proveer a una aeronave la capacidad de despegue y aterrizaje vertical, así como de flotar en un punto estático en el aire ya que no necesita desplazarse para obtener el flujo de aire que haga girar las aspas.
2.- Ala rotativa que proporciona elevación a una aeronave y que es impulsada por autorotación de acuerdo a la reivindicación 1 caracterizada por que la estructura aerodinámica frontal que provee el flujo de aire tiene forma de una sección frontal de aspa individual y su parte trasera embona en la parte frontal de la estructura aerodinámica trasera que tiene en si misma forma de aspa individual.
La estructura frontal tiene a lo largo una parte hueca a través de la cual se inyecta un flujo de aire que va en dirección del eje de rotación hacia la punta del aspa y que es posteriormente expulsado por aberturas en la parte trasera de la estructura aerodinámica frontal de manera que ese flujo de aire impacte la parte delantera de la estructura aerodinámica trasera la cual al tener por si misma la forma aerodinámica de un aspa individual tiene la capacidad de autorotar y acelerar su movimiento hacia adelante al recibir el flujo de aire en su parte frontal.
Las estructuras que componen el aspa se pueden unir como una sola pieza o se separar mediante barras que se encuentran fijas a la estructura aerodinámica frontal y que corren hacia adentro y fuera de la estructura aerodinámica trasera. De manera que se tienen dos tipos de posiciones o modalidades para generar la autorotación.
En la primer posición la estructura aerodinámica frontal y trasera se encuentran unidas como una sola estructura cuya forma aerodinámica y función son las mismas que las de un aspa individual. En esta modalidad no se inyecta un flujo de aire a través de la parte hueca de la estructura frontal. El flujo de aire que genera la autorotación se obtiene al desplazar la aeronave de lugar ya sea incrementando el empuje horizontal de la aeronave hacia adelante o una vez en el aire al descender por falta de empuje horizontal. Esta es la posición de autorotación estándar ya que el flujo de aire que genera la autorotación se obtiene al desplazar la aeronave de lugar por lo que se usa para una modalidad de vuelo de crucero. En esta posición la elevación aumenta o disminuye conforme aumenta o disminuye la velocidad de giro del rotor y esta se controla incrementando o reduciendo el empuje horizontal de la aeronave y también al modificar el ángulo de ataque del rotor como una sola pieza. En la segunda posición la estructura aerodinámica frontal y trasera se encuentran separadas, únicamente están conectadas por las barras que están fijas a la estructura aerodinámica frontal y que corren hacia dentro y fuera de la estructura aerodinámica trasera. Ambas estructuras siguen manteniendo una forma aerodinámica de aspa individual, pero con un espacio entre ambas a través del cual la estructura frontal provee a la trasera del flujo de aire que es previamente inyectado a través de la parte hueca de la estructura aerodinámica frontal. Esta es la posición de autorotación inducida ya que la obtención del flujo de aire que genera la autorotación es independiente al desplazamiento de lugar de la aeronave por lo que se usa para una modalidad de vuelo estacionario, es decir para tener capacidad de despegue y aterrizaje vertical, así como de flotar en un punto estático en el aire. En esta posición la elevación aumenta o disminuye conforme aumenta o disminuye la velocidad de giro del rotor la cual es controlada por la velocidad del flujo de aire que es inyectado al sistema de las aspas y también al modificar el ángulo de ataque del rotor como una sola pieza.
PCT/MX2020/000012 2019-03-29 2020-03-20 Ala rotativa de autorotación inducida WO2020222634A1 (es)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CA3172430A CA3172430A1 (en) 2019-03-29 2020-03-20 Induced autorotation rotating wing
US17/913,041 US20230312081A1 (en) 2019-03-29 2020-03-20 Induced autorotation rotating wing

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
MX2019003715A MX2019003715A (es) 2019-03-29 2019-03-29 Ala rotativa de autorotacion inducida.
MXMX/A/2019/003715 2019-03-29

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2020222634A1 true WO2020222634A1 (es) 2020-11-05

Family

ID=73029008

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/MX2020/000012 WO2020222634A1 (es) 2019-03-29 2020-03-20 Ala rotativa de autorotación inducida

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20230312081A1 (es)
CA (1) CA3172430A1 (es)
MX (1) MX2019003715A (es)
WO (1) WO2020222634A1 (es)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3547377A (en) * 1968-03-28 1970-12-15 Peter J Frey Counterflow jet flap helicopter
US20130277502A1 (en) * 2012-04-12 2013-10-24 Airbus Operations Gmbh Flow body having a leading edge, a surface and an active flow control system and vehicle comprising at least one such flow body and an air source
GB2508023A (en) * 2012-11-14 2014-05-21 Jon Otegui Van Leeuw Aerofoil with leading edge cavity for blowing air

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1344496A (en) * 1917-10-06 1920-06-22 Albert L Flattum Aerial propeller
US1779026A (en) * 1928-04-12 1930-10-21 Wragg Charles Arthur Multiple-blade propeller
US2066336A (en) * 1933-10-05 1937-01-05 Crouch Rupert John Goodman Aircraft
US3784322A (en) * 1971-01-25 1974-01-08 Hoffmann Gmbh & Co Kg Fa Propeller blade
FR2249804B1 (es) * 1973-11-06 1976-10-01 Aerospatiale
US4360176A (en) * 1979-11-05 1982-11-23 The Boeing Company Wing leading edge slat
DE3105183C2 (de) * 1981-02-13 1986-09-25 Günther 2000 Hamburg Spranger Einrichtung zur Verminderung des Strömungswiderstandes von von Gasen wie Luft oder dergl. umströmten Flügeln
USRE34207E (en) * 1986-11-19 1993-03-30 General Electric Company Counterrotating aircraft propulsor blades
DE3721295C1 (de) * 1987-06-27 1988-12-08 Deutsche Forsch Luft Raumfahrt Propeller,dessen Blaetter mit einem Vorfluegel versehen sind
US6932569B2 (en) * 2002-05-17 2005-08-23 Sikorsky Aircraft Corporation Active control of multi-element rotor blade airfoils
US6769872B2 (en) * 2002-05-17 2004-08-03 Sikorsky Aircraft Corporation Active control of multi-element rotor blade airfoils
TW546443B (en) * 2002-09-27 2003-08-11 Delta Electronics Inc Axial flow fan with a plurality of segment blades
CN100372735C (zh) * 2003-01-23 2008-03-05 贝尔直升机泰克斯特龙公司 具有前缘槽的螺旋桨旋翼叶片
US6840741B1 (en) * 2003-10-14 2005-01-11 Sikorsky Aircraft Corporation Leading edge slat airfoil for multi-element rotor blade airfoils
US8011886B2 (en) * 2009-06-30 2011-09-06 General Electric Company Method and apparatus for increasing lift on wind turbine blade
US8777580B2 (en) * 2011-11-02 2014-07-15 Siemens Aktiengesellschaft Secondary airfoil mounted on stall fence on wind turbine blade
US9505492B2 (en) * 2012-02-23 2016-11-29 Sikorsky Aircraft Corporation Mission adaptive rotor blade
US9211950B2 (en) * 2012-05-04 2015-12-15 Sikorsky Aircraft Corporation Multi-element rotor blade
CN104838133B (zh) * 2012-09-17 2018-08-17 艾能开拓有限责任公司 用于风能利用的捆绑式机翼系统
ITMI20130791A1 (it) * 2013-05-14 2014-11-15 Cofimco Srl Ventilatore assiale
US20160244147A1 (en) * 2015-02-20 2016-08-25 Northrop Grumman Systems Corporation Quiet slat propeller
US10527046B2 (en) * 2015-07-30 2020-01-07 WLC Enterprises, Inc. Stepped-louvre heating, ventilating and air conditioning unit used in high volume, low-speed fan
US11305874B2 (en) * 2016-03-23 2022-04-19 Amazon Technologies, Inc. Aerial vehicle adaptable propeller blades
US11254425B2 (en) * 2019-10-07 2022-02-22 Aurora Flight Sciences Corporation Differential blade geometry for rotor assemblies
FR3115012B1 (fr) * 2020-10-13 2022-08-26 Airbus Helicopters Méthode d’amélioration du comportement aérodynamique de pales d’un giravion en vol stationnaire par un déplacement du bord d’attaque des profils aérodynamiques de ces pales

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3547377A (en) * 1968-03-28 1970-12-15 Peter J Frey Counterflow jet flap helicopter
US20130277502A1 (en) * 2012-04-12 2013-10-24 Airbus Operations Gmbh Flow body having a leading edge, a surface and an active flow control system and vehicle comprising at least one such flow body and an air source
GB2508023A (en) * 2012-11-14 2014-05-21 Jon Otegui Van Leeuw Aerofoil with leading edge cavity for blowing air

Also Published As

Publication number Publication date
MX2019003715A (es) 2020-09-30
US20230312081A1 (en) 2023-10-05
CA3172430A1 (en) 2020-11-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2581931T3 (es) Aeronave
ES2694040T3 (es) Aparato volador de despegue vertical
ES2275370B1 (es) Metodo de operacion de una aeronave convertible.
CN105683041B (zh) 能够垂直起动的飞行设备
ES2925005T3 (es) Vehículo aéreo multirrotor con redundancia para fallo de un solo brazo
ES2844127T3 (es) Configuraciones de eyector y perfil aerodinámico
ES2713458T3 (es) Aeronave de despegue vertical
ES2590656T3 (es) Configuración de avión
ES2288083B1 (es) Disposicion sustentadora para aeronaves de despegue y aterrizaje vertical.
ES2955358T3 (es) Vehículo VTOL híbrido
KR102135285B1 (ko) 수직 이착륙 고정익 무인기
ES2293818A1 (es) Sistema sustentador y propulsor para aeronaves de despegue y aterrizaje vertical.
US11472545B2 (en) Propulsion system and aircraft with vertical take-off and landing-VTOL
WO2017180020A1 (ru) Летательный аппарат
US20190061935A1 (en) Air vehicle and method and apparatus for control thereof
KR20050098232A (ko) 항공기
RU139040U1 (ru) Летательный аппарат "lanner"
ES2965928T3 (es) Aeronave de ala giratoria con un aparato de propulsión en una barra giratoria
ES2277476B1 (es) Sistema de sustentacion para una aeronave convertible y aeronave convertible que lo incorpora.
ES2604711B1 (es) Aeronave
WO2020222634A1 (es) Ala rotativa de autorotación inducida
TR201910431A2 (tr) Eği̇lebi̇len eş eksenli̇, karşit dönüşlü, katlanir pervaneli̇, çok fonksi̇yonlu bi̇r i̇nsansiz hava araci
RO134043A2 (ro) Sistem de propulsie şi aeronave cu decolare şi aterizare pe verticală - vtol
ES2560352B1 (es) Vehículo anfibio volador de despegue vertical
TR201710000A2 (tr) Otonom i̇nsansiz hava araci

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 20798815

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 20798815

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 3172430

Country of ref document: CA