WO2023272367A1

WO2023272367A1 - Dispositivo de propulsão auxiliar para aeronaves de asas rotativas

Info

Publication number: WO2023272367A1
Application number: PCT/BR2022/050214
Authority: WO
Inventors: Marcio PONTES
Original assignee: Pontes Marcio
Priority date: 2021-07-02
Filing date: 2022-06-10
Publication date: 2023-01-05

Abstract

A presente invenção consiste de dispositivo que adiciona impulso às pás das aeronaves de asas rotativas tais como helicópteros, é composta de uma entrada de ar (8) localizada aproximadamente na metade da envergadura de cada pá (4), um duto (9) que se estende da entrada de ar (8) até a ponta da pá (4), e de um dispositivo (6) para exaustão de ar localizado na ponta de cada pá (4), articulado e dotado de um pequeno aerofólio (21) de seção simétrica que mantém a saída de ar no mesmo plano da rotação das pás. A exaustão do ar é direcionada no sentido oposto ao da rotação das pás gerando impulso e reduzindo a potência requerida para propulsão. Como as pás citadas estão sempre em ângulos de ataque positivos em relação ao seu plano de rotação, a exaustão do ar no plano de rotação evita o aparecimento de um componente indesejado de força vertical e uma perda de impulso. O dispositivo objeto dessa invenção pode ser utilizado em aeronaves de asas rotativas acionadas por motores a combustão, elétricos ou híbridos, e com qualquer número de rotores, tendo os rotores duas ou mais pás.

Description

"DISPOSITIVO DE PROPULSÃO AUXILIAR PARA AERONAVES

DE ASAS ROTATIVAS"

CAMPO DA TÉCNICA

001 A presente invenção consiste em dispositivo que adiciona impulso às pás das aeronaves de asas rotativas tais como helicópteros, reduzindo a potência requerida para propulsão em todas as fases de voo desse tipo de aeronave. Essa redução de potência requerida resulta em diminuição siqnif icativa do consumo de combustível e em redução dos esforços sobre as pás de aeronaves de asas rotativas, aumentando a sua vida útil e diminuindo os custos de operação e de manutenção.

002 A presente invenção utiliza a força centrífuqa que resulta da rotação das pás das aeronaves de asas rotativas para incrementar a propulsão qerada pelos motores e turbo motores que acionam as pás de aeronaves de asas rotativas.

ANTECEDENTES DA INVENÇÃO

003 Existem diversas invenções que utilizam a exaustão de fluidos nas pontas das pás de aeronaves de asas rotativas para a sua propulsão. Na França, o Sud-Ouest S. O.1221 Djinn voou pela primeira vez em 2 de janeiro de 1953 com um sistema de propulsão por descarqa de ar comprimido nas pontas das pás do rotor. Era dotado de um motor com turbina a gás que acionava um compressor. 0 ar comprimido pelo compressor passava por dutos no interior de suas duas pás e era descarregado com grande pressão por orifícios nas pontas das pás. Esse sistema dispensava os rotores de cauda e as caixas de engrenagens resultando em redução de peso e eliminando a necessidade de empregar parte da energia para acionar o rotor de cauda. Nos anos seguintes foram produzidos quase 200 exemplares. Entretanto, apesar de promissor, mostrou-se menos eficiente que os helicópteros dotados de rotores de cauda e de caixas de engrenagens com acionamento por eixos conectados ao mastro principal. A presente invenção não requer um compressor para gerar fluxos de ar pelo interior das pás do rotor e, portanto, se diferencia completamente das soluções adotadas no projeto do S.O.1221 Djinn.

004 A patente US 2.156.133 propõe meios para incrementar a eficiência de hélices de aeronaves através de orifícios localizados nas proximidades dos seus cones para captação de ar e de orifícios para exaustão de ar nas proximidades de suas pontas. Essa patente dispõe que duas entradas de ar fiquem localizadas na parte convexa e curva da hélice, numa região de muito baixa pressão. Entretanto, não apresenta nenhuma solução para manter a exaustão do ar no mesmo plano de rotação das pás das aeronaves de asas rotativas. A falta de solução para essa questão implica no aparecimento de um componente indesejado de força vertical quando as pás das aeronaves de asas rotativas estiverem em ânqulos de ataque positivos em relação ao seu plano de rotação, o que ocorre sempre que essas aeronaves estão voando. Esse componente de força vertical afeta neqativamente o recurso que as aeronaves de asas rotativas dispõe (inclinação para cima) para equilibrar as forças de sustentação em todo o seu curso de 360°. Ver representação na fiqura 3. As soluções propostas na patente US 2.156.133 diverqem completamente do que está formulado na presente invenção. Com o objetivo de manter um fluxo laminar de ar ao lonqo das superfícies pás das hélices rotativas, a patente US 2.408.788 estabelece a colocação de vários orifícios para a entrada de ar nas proximidades das raízes das citadas hélices, vários dutos ao lonqo das hélices para a passaqem do fluxo de ar e vários orifícios nas pontas das hélices para a exaustão desse ar. De acordo com o que está formulado nessa patente, os fluxos de ar entre os orifícios de entrada e de saída resultam da diferença de pressão causada pela força centrífuqa provocada pela rotação das citadas hélices. Ainda de acordo com o que está descrito nessa patente, os orifícios nas pontas das hélices são dispostos de maneira a direcionar a exaustão do ar para a parte traseira das citadas hélices. Propõe ainda, em outra forma de realização, dotar as hélices de vários orifícios para entrada de ar ao longo da distância entre as suas raízes e suas pontas, vários dutos para a passagem dos fluxos de ar e vários orifícios para saída de ar para eliminação da turbulência causada pelo movimento de rotação das citadas hélices. As disposições dos orifícios para entrada de ar propostos nessa patente e seus objetivos são completamente diferentes do gue está formulado na presente invenção. Também não apresenta nenhuma solução para manter a exaustão do ar no mesmo plano de rotação das pás das aeronaves de asas rotativas. A falta de solução para essa guestão implica no aparecimento de um componente indesejado de força vertical guando as pás das aeronaves de asas rotativas estiverem em ângulos de atague positivos em relação ao seu plano de rotação. Esse componente de força vertical afeta negativamente o recurso gue as aeronaves de asas rotativas dispõe (inclinação para cima) para eguilibrar as forças de sustentação em todo o seu curso de 360°. Ver representação na figura 3. A patente US 3.215.366 descreve uma aeronave híbrida dotada de um rotor semelhante ao de um helicóptero para decolagem, ascensão vertical, descida vertical e pouso vertical, e de duas asas fixas e dois turbo motores para o deslocamento do local de origem ao local de destino numa disposição semelhante a um avião de asas fixas. De forma completamente diversa da presente invenção, e apenas para as fases de decolagem, ascensão vertical, descida vertical e pouso, adota um sistema de acionamento do rotor composto de dutos ao longo das pás do rotor e orifícios nas pontas das pás do rotor para exaustão do ar. Localizados nas proximidades dos orifícios citados há gueimadores para ignição de combustível misturado com o ar. Para iniciar o movimento do rotor, um compressor é acionado para injetar ar pelos dutos das pás e expelir o ar pelos orifícios situados nas pontas das pás do rotor. Uma vez gue a velocidade de rotação das pás do rotor alcance um valor suficiente para centrifugar o ar pelos seus dutos, uma entrada para admissão de ar sobre o mastro do rotor é aberta, o combustível é injetado nos dutos das pás do rotor junto com o ar comprimido, e a mistura é gueimada nas proximidades dos orifícios nas pontas das pás do rotor incrementando a velocidade de rotação do rotor.

Após poucos minutos, guando a altitude desejada para deslocamento em direção ao destino é alcançada, é feita uma transição transferindo 90% do esforço requerido de sustentação do rotor para as asas fixas. Essa transição é feita com o acionamento dos dois turbo motores e de um turbo ventilador auxiliar, e com o desligamento da queima e com a interrupção da exaustão da mistura de ar com combustível nas pontas das pás dos rotores. Com o seu sistema de acionamento desligado, o rotor passa a ter a função da asa suplementar contribuindo com 10% esforço de sustentação requerido. Quando a aeronave atinge o seu local de destino, é feita uma transição inversa à acima descrita, com o acionamento do rotor e a transferência do esforço de sustentação das duas asas fixas para o rotor. É importante destacar que a única aeronave dotada de sistema para transição da sustentação das asas rotativas para as asas fixas e vice versa, que superou as fases de projeto, prototipação e testes para entrar em produção seriada foi o Bell Boeing Osprey, embora com custos de desenvolvimento muito superiores aos inicialmente previstos. De forma muito diversa do que é descrito na patente US 3.215.366, o Osprey adota rotores basculantes que permitem a ascensão vertical, a translação entre os locais de decolagem e de destino e o pouso vertical. A patente US 4.045.146 apresenta uma solução para reduzir as oscilações e as consequentes torções a que são submetidas as pás dos helicópteros durante as diversas fases de voo, em especial quando as pás se deslocam em elevados ânqulos de ataque em relação ao seu plano de rotação. Consiste em dotar cada pá de uma entrada de ar na parte superior da sua seção transversal, um duto para passaqem de ar com direção paralela a da enverqadura da pá e de um orifício para exaustão do ar localizado nas proximidades da ponta de cada pá. Propõe aproveitar a força centrifuqa resultante da rotação das pás do helicóptero para provocar uma sucção de ar pela entrada situada na parte superior da seção transversal de cada pá, e direcionar, pelo duto, o ar suqado até ser expelido pelo orifício localizado perto da ponta de cada pá. Em um dos modos de concretização da invenção, a extensão da entrada de ar de cada pá corresponde a cerca de 5% da enverqadura de cada pá. Em outro modo de concretização, a extensão da entrada de ar de cada pá corresponde a cerca de 15% da enverqadura de cada pá. A disposição da entrada de ar formulada na patente US 4.045.146 é completamente diferente do que está proposto na presente invenção. Em relação aos orifícios de exaustão, apresenta dois modos de concretização. No primeiro, o orifício de exaustão do ar está localizado na borda de fuqa da seção transversal de cada pá, em direção paralela à corda da seção transversal de cada pá. No segundo modo de concretização, o orifício de exaustão do ar está localizado próximo ao bordo de ataque da seção transversal de cada pá. 0 primeiro modo de concretização do orifício de exaustão implica no aparecimento de um componente indesejado de força vertical quando as pás das aeronaves de asas rotativas estiverem em ângulos de ataque positivos em relação ao seu plano de rotação, o que ocorre sempre que essas aeronaves estão voando. Esse componente de força vertical afeta negativamente o recurso que as aeronaves de asas rotativas dispõe (inclinação para cima) para equilibrar as forças de sustentação em todo o seu curso de 360°. Ver representação na figura 3. 0 segundo modo de concretização do orifício de exaustão implica na saída do ar em direção parcialmente oposta à direção da rotação das pás do helicóptero. Essa disposição resulta no aparecimento de força que se opõe ao sentido da rotação das pás, com eventual incremento do esforço sobre as pás e com eventual aumento do consumo de combustível .

Esses dois modos de concretização divergem completamente da solução proposta na presente invenção . A patente US 5.562.414 apresenta um sistema para reduzir os níveis de ruído e de vibração gerados pelas pás das aeronaves de asas rotativas. É composto de um compressor acionado por um motor, ambos colocados no interior da fuselagem da aeronave, dutos para passagem do ar pelo mastro principal da aeronave, dutos no interior das pás e orifícios para exaustão do ar localizados ao longo dos bordos de fuga das pás e nas pontas das pás. É ainda dotado de várias válvulas e controles para medir a pressão do ar gue sai do compressor e de um dispositivo para definir o ângulo para exaustão do ar comprimido, localizado nas pontas das pás. Os orifícios nas pontas das pás direcionam a exaustão do ar comprimido numa direção aproximadamente radial em relação ao arco de rotação das pás das aeronaves de asas rotativas e não numa direção tangencial, como está formulado na presente invenção. Na patente US 5.562.414 não há estimativas nem indicações dos inevitáveis aumentos de consumo de energia e de combustível gue resultarão do acionamento do motor e do compressor previstos. Também não há indicações do impacto do peso do compressor no peso próprio desse tipo de aeronave. As soluções formuladas na patente US 5.562.414 diferem completamente do gue está proposto na presente invenção. A patente US 5.934.873 descreve um helicóptero com acionamento por turbo jatos localizados nas pontas de suas pás. Esses turbo jatos, acondicionados no interior de carenagens com aberturas para entrada de ar, queimam combustível expelindo um jato de gases quentes que provoca a rotação do rotor do helicóptero colocado acima de sua fuselagem. Para transportar o combustível dos tanques do helicóptero até os queimadores dentro dos turbo jatos citados, propõe dotar o helicóptero de dutos que passam pelo interior do mastro principal e pelo interior das pás do helicóptero. Para suplementar os volumes de ar para os queimadores no interior dos turbo jatos, prevê a inserção de orifícios nas pás do rotor principal para a entrada de ar, dutos para a passagem de ar localizados em seu interior, e a impulsão desses volumes pela força centrífuga gerada pela rotação das pás. A patente US 5.934.873 apresenta um sistema de acionamento do rotor principal do helicóptero completamente diferente do que está formulado na presente invenção, com turbo jatos nas pontas de suas pás e linhas para alimentação de combustível passando pelo interior das citadas pás. Entretanto, não apresenta nenhuma solução para manter a exaustão dos gases quentes no mesmo plano de rotação das pás das aeronaves de asas rotativas. A falta de solução para essa questão implica no aparecimento de um componente indesejado de força vertical quando as pás das aeronaves de asas rotativas estiverem em ângulos de ataque positivos em relação ao seu plano de rotação. Esse componente de força vertical afeta negativamente o recurso que as aeronaves de asas rotativas dispõe (inclinação para cima) para equilibrar as forças de sustentação em todo o seu curso de 360°. Ver representação na figura 3. A patente US 6.203.269 apresenta meios de controlar a separação da camada limite de ar (camada de fluido nas imediações de uma superfície) que pode surgir na passagem do fluxo de ar pelas superfícies das pás de aeronaves de asas rotativas e das pás de turbo ventiladores. A separação da camada limite é um fenômeno bem conhecido e estudado. Pode ocorrer também na passagem de fluxo de ar pelas superfícies das hélices de aeronaves de asas fixas e de suas asas. Resulta em efeitos indesejados, como o aumento do arrasto, a resistência ao deslocamento e a perda de sustentação. Com o objetivo de energizar a camada limite e evitar a sua separação, a solução apresentada na patente US 6.203.269 consiste em dotar as pás das aeronaves de asas rotativas de uma entrada de ar próxima ao mastro principal do helicóptero, de duto para passagem do fluxo de ar pelo seu interior e de diversos orifícios para saída do fluxo de ar ao longo da sua envergadura. Para turbo ventiladores propõe dotar as pás de uma entrada de ar próxima ao seu cone, de duto para passagem do fluxo de ar pelo seu interior e de orifícios para saída do fluxo de ar nas pontas das suas pás. Considera que será a força centrífuga resultante da rotação das pás das aeronaves de asas rotativas e das pás dos turbo ventiladores que energizará e acelerará o ar, o que resultará no seu deslocamento e na sua exaustão. A patente US 6.203.269 descreve dois modos de concretização para pás de aeronaves de asas rotativas. No primeiro, apresentado na fig.2 da patente US 6.203.269, a entrada do ar se situa nas imediações dos bordos de fuga das citadas pás, numa região de baixa pressão, e nas proximidades das conexões das pás com o mastro principal da aeronave. Propõe que o ar será forçado a entrar para o interior da pá por um efeito de sucção. Os orifícios para exaustão do ar também estão localizados nas proximidades dos bordos de fuga das pás, ao longo de sua envergadura e na parte superior do seu perfil. Essa disposição é completamente diferente da disposição apresentada na presente invenção para a captação e a entrada de ar para o interior das pás e para a exaustão do ar. No segundo modo de concretização, apresentado na fig.3 da patente US 6.203.269, a entrada do ar se situa nas imediações dos bordos de ataque das citadas pás, nas proximidades das conexões das pás com o mastro principal da aeronave. Os orifícios para exaustão do ar estão localizados na parte superior e intermediária do seu perfil, ao longo de sua envergadura e nas proximidades das pontas das pás. Essa disposição é completamente diferente da disposição apresentada na presente invenção para a captação e para a entrada de ar para o interior das pás e para a exaustão do ar. Os dois modos de concretização apresentados na patente US 6.203.269 resultam em esforços nas pás das aeronaves de asas rotativas com valores, sentidos e direções completamente diferentes do gue está proposto na presente invenção. Num deslocamento típico de um helicóptero em velocidade de cruzeiro, o sentido do fluxo de ar gue passa pelas suas pás na região próxima ao mastro principal se inverte a cada rotação completa de 360 graus.

Tipicamente, essa inversão ocorre entre cada décimo e cada vigésimo de segundo. A patente US 6.203.269 não informa guais os impactos gue essa inversão de sentido terá na forma proposta para captação do ar. Em relação às pás de turbo ventiladores, descreve dois modos de concretização completamente diferentes da disposição apresentada na presente invenção para a captação e para a entrada de ar para o interior das pás e para a exaustão do ar. A patente CH 341717A descreve um método para reduzir a formação de redemoinhos de ar (vórtices) nas superfícies superiores e posteriores das pás das aeronaves de asas rotativas (região de baixa pressão) com o objetivo de melhorar a sua eficiência. Consiste em dotar cada pá das aeronaves de asas rotativas de uma entrada de ar na parte superior da sua seção transversal e disposta de forma paralela à sua envergadura, diversos canais no interior de cada pá e ao longo da sua envergadura para a passagem de fluxos de ar e diversos orifícios localizados nas proximidades da ponta de cada pá para a exaustão desses fluxos de ar. A entrada de ar fica localizada aproximadamente na metade da parte superior do perfil de cada pá, numa região em gue a pressão do ar atinge valores extremamente baixos em condições típicas de voo. Os orifícios para a exaustão do ar se localizam no bordo de fuga de cada pá e em orientação paralela à sua direção. Propõe aproveitar a força centrífuga resultante da rotação das pás do helicóptero para provocar um efeito de sucção de ar pela entrada situada na parte superior da seção transversal de cada pá, e direcionar o ar sugado pelos canais até ser expelido pelos orifícios localizados perto da ponta de cada pá. Descreve ainda um recurso para adeguar a dimensão de cada orifício para exaustão do ar à velocidade de rotação das pás das aeronaves de asas rotativas. Apresenta outro modo de concretização com os mesmos objetivo e efeito acima descritos, mudando apenas a disposição e a quantidade de entradas de ar localizadas parte superior da seção transversal das pás das aeronaves de asas rotativas. Nesse segundo modo de concretização, estão previstas diversas entradas de ar dispostas em sentido perpendicular à direção da envergadura das citadas pás. As posições para a entrada de ar para o interior das pás descritas na patente CH 341717A são completamente diferentes da disposição apresentada na presente invenção para a captação e a entrada de ar para o interior das pás. Na presente invenção, o orifício para a entrada de ar se localiza no bordo de ataque das pás das aeronaves de asas rotativas, na região de onde ocorrem os valores mais elevados de pressão do ar em todas as fases de voo. A quantidade de canais para passagem de ar pelo interior das pás e a disposição e a posição relativa dos orifícios para exaustão dos fluxos de ar descritos na atente 341717A também são completamente diferentes dos formulados na presente invenção. Nas aeronaves de asas rotativas os valores dos esforços de sustentação e de tração para deslocamento são ajustados pela alteração de ângulos de ataque das pás, pela inclinação das pás em relação ao plano de rotação e pela inclinação do eixo de rotação em relação à aeronave. A patente 341717A não prevê qualquer recurso para adequar a direção do fluxo de ar expelido na região dos bordos de fuga às alterações de ângulos de ataque e de inclinação das citadas pás.

Portanto, não apresenta solução para o aparecimento de um componente indesejado de força vertical quando as pás das aeronaves de asas rotativas estiverem em ângulos de ataque positivos em relação ao seu plano de rotação. Esse componente de força vertical pode afetar o ângulo de inclinação que equilibra as forças de sustentação em todo o curso de rotação das pás das aeronaves de asas rotativas. Ver representação na figura 3.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS A figura 1 é uma vista superior de um helicóptero dotado de rotor de quatro pás ilustrando os dispositivos para exaustão de ar localizados nas pontas de cada pá. A figura 2 é uma vista superior de um helicóptero dotado de rotor de quatro pás ilustrando os dispositivos para exaustão de ar localizados nas pontas de cada pá, com quatro setas indicando o sentido e a direção do arco de rotação das pás, e uma seta indicando o sentido e a direção do deslocamento do helicóptero . A figura 3 é uma vista por trás de um helicóptero em voo em translação horizontal em relação à superfície da Terra, indicando duas das pás do rotor inclinadas para cima em ângulos diferentes para eguilibrar as forças de sustentação em todo o seu curso de 360°. A figura 3a apresenta uma vista do perfil da pá gue se move no mesmo sentido do deslocamento do helicóptero guando em translação horizontal, indicando um ângulo de atague reduzido em relação ao fluxo de ar gue atinge a pá. A figura 3b apresenta uma vista do perfil da pá gue se move no sentido contrário ao deslocamento do helicóptero guando em translação horizontal, indicando um ângulo de atague elevado em relação ao fluxo de ar gue atinge a pá. A figura 4 é uma vista superior de uma pá de aeronave de asa rotativa, mostrando, no seu interior, a estrutura da pá, a entrada de ar, o duto para passagem do fluxo de ar e o dispositivo para exaustão de ar localizado na ponta da pá. Nesse modo de concretização, a ponta do duto para exaustão do ar forma um ângulo = 90 graus com a direção do duto para passagem do fluxo de ar. A figura 5 apresenta outro modo de concretização do invento com todos os componentes em disposição idêntica à figura 4, exceto que o dispositivo para exaustão de ar localizado na ponta da pá forma um ângulo b menor que 90 graus com a direção do duto para passagem do fluxo de ar. A figura 6 é uma vista superior de duas seções da pá de uma aeronave de asa rotativa, mostrando, no interior da pá a entrada de ar e o duto para passagem do ar, e na ponta da pá o dispositivo para exaustão do ar, com seu duto formando ângulo = 90 graus com a direção do duto para passagem do ar pelo interior da pá e o pequeno aerofólio de seção simétrica. A figura 7 apresenta outro modo de concretização do invento com os componentes em disposição idêntica à figura 6, exceto que o dispositivo para exaustão de ar localizado na ponta da pá forma um ângulo b menor que 90 graus com a direção do duto para passagem do fluxo de ar. A figura 8 é uma vista em perspectiva de uma seção da pá de uma aeronave de asa rotativa, mostrando em detalhe a entrada de ar e uma seção do duto para passagem do ar pelo interior da pá . A figura 9 é uma vista superior de duas seções da pá de uma aeronave de asa rotativa, mostrando os componentes no interior da pá, e na ponta da pá o dispositivo para exaustão do ar com o pequeno aerofólio de seção simétrica. Estão representadas três linhas de corte (A-A, B-B e C-C) usadas como referência para descrever as figuras 10, 11, 12, 13 e 14. A figura 10 é uma vista pelo corte A-A do interior da pá de uma aeronave de asa rotativa, indicando seu revestimento externo, sua estrutura, e o seu recheio. A figura 11 é uma vista pelo corte B-B do interior da pá de uma aeronave de asa rotativa, indicando seu revestimento externo, a entrada de ar, sua estrutura, e o seu recheio. A seta indica a direção e o sentido do fluxo de ar gue atinge a seção da pá durante a operação de uma aeronave de asa rotativa. A figura 12 é idêntica à figura 11 exceto guanto ao ângulo de atague da seção da pá em relação à direção do fluxo de ar. A figura 13 é idêntica às figuras 11 e 12 exceto guanto ao ângulo de atague da seção da pá em relação à direção do fluxo de ar. A figura 14 é uma vista pelo corte C-C do interior da pá de uma aeronave de asa rotativa, indicando seu revestimento externo, uma seção em corte do duto para passagem do ar pelo interior da pá, sua estrutura, e o seu recheio. A figura 15 é uma vista em perspectiva da seção frontal da ponta da pá de uma aeronave de asa rotativa, mostrando um rolamento de agulhas fixado na ponta do duto de passagem do ar pelo interior da pá, a ponta da estrutura da pá com orifícios para parafusos para fixação da placa de acabamento, e uma parte do recheio da pá. A figura 16 é uma vista em perspectiva de parte da placa de acabamento da ponta da pá com o orifício para encaixe do dispositivo para exaustão de ar, e quatro orifícios menores para os parafusos de fixação dessa placa. A figura 17 mostra em perspectiva dois parafusos com cabeças protuberantes para fixação da placa de acabamento da ponta da pá. A figura 18 mostra em perspectiva dois parafusos com cabeças planas para fixação da placa de acabamento da ponta da pá. A figura 19 apresenta uma vista em perspectiva do dispositivo para exaustão (descarga) de ar com o pequeno aerofólio de seção simétrica. A figura 20 é uma vista superior da ponta da pá de uma aeronave de asa rotativa, mostrando seu revestimento externo, e em seu interior o rolamento de agulhas fixado na ponta do duto de passagem do ar pelo interior da pá, e parte da ponta da estrutura da pá com orifícios para parafusos para fixação da placa de acabamento da ponta da pá. A figura 21 é uma vista superior da placa de acabamento da ponta da pá com o orifício para encaixe do dispositivo para exaustão de ar, e quatro orifícios menores para os parafusos de fixação dessa placa. A figura 22 é uma vista lateral da placa de acabamento da ponta da pá. A figura 23 é uma vista lateral de um dos parafusos com cabeça protuberante para fixação da placa de acabamento da ponta da pá. A figura 24 é uma vista lateral de um dos parafusos com cabeça plana para fixação da placa de acabamento da ponta da pá. A figura 25 apresenta uma vista lateral do dispositivo para exaustão do ar destinado a ser encaixado na ponta da pá, composto de duto formando ângulo igual a 90 graus com a direção do duto para passagem do ar pelo interior da pá e o pegueno aerofólio de seção simétrica . A figura 26 é uma vista frontal do dispositivo para exaustão do ar destinado a ser encaixado na ponta da pá. A figura 27 apresenta uma vista lateral do dispositivo para exaustão do ar destinado a ser encaixado na ponta da pá, composto de duto formando ângulo b menor gue 90 graus com a direção do duto para passagem do ar pelo interior da pá e o pegueno aerofólio de seção simétrica . A figura 28 é uma vista frontal do dispositivo para exaustão do ar destinado a ser encaixado na ponta da pá. A figura 29 é uma vista em perspectiva da ponta da pá de uma aeronave de asa rotativa, em ângulo de ataque positivo (maior que zero grau) em relação ao fluxo de ar que atinge a pá, e mostrando o dispositivo para exaustão do ar alinhado com esse fluxo de ar pela pressão do ar sobre o pequeno aerofólio de seção simétrica . A figura 30 é uma vista em perfil da ponta pá de uma aeronave de asa rotativa, em ângulo de ataque positivo (maior que zero grau) em relação ao fluxo de ar que atinge a pá. As figuras 31 e 32 apresentam duas vistas em perfil da ponta da pá 4 de uma aeronave de asa rotativa, em ângulos de ataque positivos (maiores que zero grau) e diferentes em relação ao fluxo de ar que atinge a pá 4, indicando a solução para manter a seção de exaustão 20 do dispositivo 6 alinhada com o fluxo de ar que atinge e passa pela ponta da pá 4. A figura 33 é uma vista superior de uma pá 4 de aeronave de asa rotativa, mostrando, no seu interior, a entrada de ar 8, o duto 9 para passagem do fluxo de ar e o dispositivo para exaustão de ar 6 localizado na ponta da pá.

Nessa figura, a seta R indica o sentido da rotação da pá quando fixada ao mastro de uma aeronave de asa rotativa. A seta S indica o sentido e a direção do fluxo de ar que é expelido através do dispositivo de exaustão 6 e a seta F representa a força de reação que resulta da exaustão do fluxo de ar através do dispositivo de exaustão 6. A figura 34 é uma vista em perspectiva de uma seção da pá de uma aeronave de asa rotativa, mostrando em detalhe a entrada de ar 8 e uma seção do duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá 4. Nessa figura, a seta E representa a direção e o sentido do fluxo de ar gue é forçado para o interior do duto de ar 9 pela rotação da pá 4 e pela sucção provocada pelo deslocamento do ar pelo interior do duto 9. A figura 35 é uma vista pelo corte D-D do interior da pá 4 de uma aeronave de asa rotativa, indicando a entrada de ar 8, uma visão de corte do duto 9 para passagem de ar pelo interior da pá 4, o seu revestimento externo 10, a sua estrutura 7, e o seu recheio 11. A linha 12 indica a corda da seção transversal da pá 4. As figuras 36, 38, 40 e 42 apresentam vistas laterais de guatro modos de concretização do dispositivo para exaustão do ar 6 destinado a ser encaixado na ponta da pá 4, com o eixo de sua seção 20 formando ângulo igual a 90 graus com a direção do eixo longitudinal do duto 9 para passagem do fluxo de ar pelo interior da pá 4. Nessas guatro figuras estão representados os componentes gue formam o dispositivo de exaustão de ar 6 e que são a seção 18 destinada ao encaixe no rolamento de agulhas 13, o anel de vedação 19, a pequena placa 22 destinada a limitar o arco de rotação do dispositivo de exaustão de ar 6 e a seção 20 por onde é expelido o fluxo de ar. Correspondendo respectivamente a cada um dos quatro modos de concretização citados no parágrafo anterior, as figuras 37, 39, 41 e 43 são vistas transversais da saida da seção 20 do dispositivo para exaustão do ar 6. A figura 44 apresenta uma vista frontal de um estator 24 destinado a retificar e eliminar a turbulência no fluxo de ar que passa pela seção 20 do dispositivo 6 para exaustão do ar. A figura 45 apresenta uma vista lateral do estator 24 com lâminas planas destinado a retificar e eliminar a turbulência no fluxo de ar que passa pela seção 20 do dispositivo para exaustão do ar 6. 0 estator 24 está representado na figura 40 pela sua vista lateral, devidamente acoplado à seção 20 do dispositivo para exaustão do ar 6. 0 estator 24 está representado na figura 41 pela sua vista frontal devidamente acoplado à seção 20 do dispositivo para exaustão do ar 6. A figura 46 apresenta uma vista frontal de um estator 25 com lâminas com espessura variável destinado a retificar e eliminar a turbulência no fluxo de ar que passa pela seção 20 do dispositivo para exaustão do ar 6.

054 A figura 47 apresenta uma vista lateral do estator 25. 0 estator 25 está representado na figura 42 pela sua vista lateral, devidamente acoplado à seção 20 do dispositivo para exaustão do ar 6. 0 estator 25 está representado na figura 43 pela sua vista frontal devidamente acoplado à seção 20 do dispositivo para exaustão do ar 6.

DESCRIÇÃO DETALHADA DOS MODOS DE CONCRETIZAÇÃO DA

INVENÇÃO

055 Com referência às figuras, a presente invenção será descrita para determinados modos de concretização. A descrição das modalidades preferenciais é fornecida para permitir que qualquer um versado na técnica crie ou faça utilização da presente invenção. Várias modificações a essas modalidades serão prontamente aparentes aos versados na técnica, e os princípios gerais definidos aqui podem ser aplicados a outras modalidades sem se distanciar do espírito ou escopo da invenção. Dessa forma, a presente invenção não deve ser limitada às modalidades ilustradas e descritas aqui, mas deve estar de acordo com o escopo mais amplo consistente com os princípios e caracteristicas novos aqui descritos. Aeronaves de asas rotativas, como os helicópteros são constituídas por uma fuselagem com sua estrutura e seu revestimento, espaço destinado a acomodação de pilotos, passageiros e/ou carga, equipamentos para pilotagem, meio de propulsão constituído por um ou mais motores, tanque para combustível ou espaço para baterias, um rotor formado por um mastro disposto em direção aproximadamente vertical em relação à estrutura da aeronave e dotado de duas ou mais pás, rotor situado na cauda para compensar o torque sobre o mastro, sistema de transmissão para transmitir o torque do (s) motor (es) para o rotor principal e para o rotor situado na cauda, e trem de pouso. Existem aeronaves de asas rotativas dotadas de dois ou mais rotores principais que giram em sentidos opostos dispensando, por essa razão, o sistema anti torque constituído pelo rotor de cauda . As figuras 1 e 2 apresentam um helicóptero, com fuselagem 1, trem de pouso 2, rotor principal constituído de mastro 3 e quatro pás 4a, 4b, 4c, 4d, rotor de cauda 5. Nas pontas de cada uma das quatro pás estão representados os dispositivos para exaustão do ar 6. Não são visíveis vários equipamentos e componentes que ficam no interior da fuselagem do helicóptero, não sendo necessária sua representação para a descrição da presente invenção. Na figura 2 constam setas em curva que indicam a direção e o sentido de rotação das pás do rotor do helicóptero, e uma seta indicando o sentido e a direção do deslocamento do helicóptero. A figura 3 apresenta uma vista por trás de um helicóptero em voo em translação horizontal em relação à superfície da Terra. Durante essa etapa de um voo, a pá 4a que se move para a frente, no mesmo sentido do deslocamento do helicóptero, recebe um fluxo de ar com velocidade maior que a pá 4c que se move para trás, em sentido oposto ao deslocamento do helicóptero. Como o efeito de sustentação gerado por uma asa é proporcional ao quadrado da velocidade do fluxo de ar que passa por sua superfície, tornou-se indispensável dotar os helicópteros de meios para equilibrar os esforços de sustentação gerados pelas pás ao longo de todo o seu arco de rotação. 0 primeiro recurso consiste em fazer com que as pás adotem ângulos de inclinação diferentes em relação ao plano de rotação do rotor do helicóptero, conforme indicado na figura 3, pelas pás 4a e 4c. 0 segundo recurso consiste em fazer com que as pás adotem ângulos de ataque diferentes em relação ao sentido e à direção do fluxo de ar que passa por elas, conforme indicado nas figuras 3a e 3b. A figura 4 apresenta uma vista superior de uma das pás 4 do helicóptero, idêntica a 4a, 4b, 4c e 4d das figuras 1 e 2, indicando, no interior da pá, sua longarina 7 gue se estende por toda a envergadura da pá, desde o encaixe para conexão ao rotor 3 do helicóptero até a ponta da pá, a entrada de ar 8 com uma seta E indicativa da direção e do sentido do fluxo de ar gue atinge a pá guando o helicóptero está em operação e o duto 9 para passagem do ar gue se estende da entrada de ar 8 até a ponta da pá. Também está representado o dispositivo para exaustão (descarga) do ar 6 formando ângulo igual a 90 graus com a direção do duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá, e o pegueno aerofólio de seção simétrica gue mantém a saida de ar no mesmo plano da rotação das pás das aeronaves de asas rotativas. Constam nessa figura uma seta R indicativa da direção e do sentido do arco de rotação da pá, seta S indicativa da direção e do sentido do fluxo de exaustão (descarga) do ar na ponta da pá e seta F indicativa da força de reação gerada pela exaustão (descarga) do fluxo de ar na ponta da pá 4. Cada pá (4) de aeronave de asas rotativas tem outros componentes caracterí sticos , tais como contrapesos e recursos anti congelantes bem conhecidos da indústria, não havendo a necessidade de representa-los agui para descrever a presente invenção. A figura 5 apresenta outro modo de concretização da invenção, sendo idêntica à figura 4, exceto pelo duto 6 para exaustão (descarga) do ar, gue forma um ângulo b menor gue 90 graus com a direção do duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá. Nessa figura estão representadas a seta F indicativa da força de reação gerada pela exaustão do fluxo de ar na ponta da pá 4 e a seta F' gue corresponde ao valor da força F multiplicado pelo cosseno do ângulo obtido pela diferença de 90 graus menos o valor do ângulo b. Esse modo de concretização tem por objetivo direcionar as descargas S de ar para fora do arco de rotação das pás 4 das aeronaves de asas rotativas, evitando gue a descarga S de ar de uma pá 4 atinja a ponta de outra pá. Cada pá (4) de aeronave de asas rotativas tem outros componentes caracteristicos , tais como contrapesos e recursos anti congelantes bem conhecidos da indústria, não havendo a necessidade de representa-los agui para descrever a presente invenção. A figura 6 mostra, em detalhe, uma seção da pá 4 do helicóptero, idêntica a 4a, 4b, 4c e 4d das figuras 1 e 2, indicando, no interior da pá, a entrada de ar 8, e uma seta E indicativa da direção e do sentido do fluxo de ar gue atinge a pá guando o helicóptero está em operação. No seu interior está representada uma parte do duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá. Consta ainda a imagem da seção da ponta da pá 4 com o duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá até a sua extremidade, o dispositivo para exaustão (descarga) do ar 6 formando ângulo igual a 90 graus com a direção do duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá e o pegueno aerofólio de seção simétrica gue mantém a saida de ar no mesmo plano da rotação das pás das aeronaves de asas rotativas. Constam nessa figura uma seta R indicativa da direção e do sentido do arco de rotação da pá e outra seta S indicativa da direção e do sentido do fluxo de exaustão do ar na ponta da pá. Também está representada a seta F indicativa da força de reação gerada pela exaustão do fluxo de ar na ponta da pá 4. A figura 7 apresenta outro modo de concretização da invenção, sendo idêntica à figura 6, exceto pelo duto 6 para exaustão do ar, gue forma um ângulo b menor gue 90 graus com a direção do duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá. Nessa figura estão representadas a seta F indicativa da força de reação gerada pela exaustão do fluxo de ar na ponta da pá 4 e a seta F' gue corresponde ao valor da força F multiplicado pelo cosseno do ângulo obtido pela diferença de 90 graus menos o valor do ângulo b. Esse modo de concretização tem por objetivo direcionar as descargas S de ar para fora do arco de rotação das pás 4 das aeronaves de asas rotativas, evitando que a descarga S de ar de uma pá 4 atinja a ponta de outra pá. A figura 8 mostra, em perspectiva, o detalhe da seção da pá 4 do helicóptero, onde está situada a entrada de ar 8 e uma parte do duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá. Consta uma seta E indicativa da direção e do sentido do fluxo de ar que atinge a pá quando o helicóptero está em operação. A entrada de ar se situa aproximadamente , mas não exclusivamente, na metade da envergadura da pá. A figura 9 mostra, em detalhe, duas seções da pá 4 do helicóptero, indicando, no interior da pá, a entrada de ar 8, partes da sua longarina 7, partes do duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá e o dispositivo para exaustão do ar 6. Nessa figura estão indicadas três linhas de corte (A-A, B-B, e C-C) que são referências para as figuras 10,11,12,13 e 14. A figura 10 é uma vista, pelo corte A-A da figura 9, do interior da pá 4 de uma aeronave de asa rotativa, indicando seu revestimento externo 10, sua longarina 7, e o seu recheio 11. Também está representada a linha de corda 12 referente ao perfil da pá 4. Os materiais empregados para confecção das pás, tais como ligas de alumínio com outros metais, ligas de titânio, fibras e compostos de carbono, plástico reforçado e estruturas reforçadas para enchimento com forma alveolar tipo favos são bem conhecidos e utilizados pela indústria especializada e o seu detalhamento não é necessário para descrever a presente invenção. As figuras 11, 12 e 13 apresentam vistas, pelo corte B-B da figura 9, do interior da pá 4 de uma aeronave de asa rotativa, indicando a entrada de ar 8 e o duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá. Indicam também seu revestimento externo 10, sua longarina 7 e o seu recheio 11. Também estão representadas as linhas de corda 12 referentes aos perfis das pás 4. Nessas figuras, as setas E indicam a direção e o sentido do fluxo de ar gue as atinge guando o helicóptero está em operação.

Na figura 11 a pá 4 está posicionada em ângulo de atague de zero grau em relação ao fluxo de ar gue atinge a pá 4 como resultado de sua rotação em torno do rotor 3. Durante uma translação entre pontos diferentes, como numa fase de voo horizontal em relação à superfície da Terra, as pás 4 de um helicóptero passam alternadamente por deslocamentos no mesmo sentido do voo do helicóptero e por deslocamentos em sentido oposto ao sentido do voo do helicóptero. Quando se deslocam no mesmo sentido do voo do helicóptero as pás 4 recebem fluxos de ar com velocidade igual à soma das velocidades de rotação mais a velocidade de voo do helicóptero. Quando se deslocam em sentido oposto ao voo, as pás 4 recebem fluxos de ar com velocidade igual à diferença entre as velocidades de rotação menos a velocidade de voo do helicóptero. Como o esforço de sustentação gerado por uma asa é proporcional, entre outros fatores, ao guadrado da velocidade do ar gue passa pela asa, os helicópteros dispõem de recursos para eguilibrar os esforços de sustentação ao longo de todo o arco de 360 graus percorrido pelas pás 4. Um desses recursos consiste em adeguar os ângulos de atague das pás 4 às velocidades dos fluxos de ar gue as atingem. Assim, a figura 12 representa a pá 4 guando se desloca no mesmo sentido do voo do helicóptero, e gue, portanto, está posicionada em ângulo de atague reduzido, entre 4 e 5 graus, em relação ao fluxo de ar a atinge. A figura 13 representa a pá 4 guando se desloca em sentido oposto ao sentido do voo do helicóptero, e gue, portanto, é posicionada em ângulo de atague elevado e maior gue zero grau em relação ao fluxo de ar a atinge, mas inferior ao ângulo de atague em gue ocorre a perda de sustentação (estol) . Durante a fase de voo em ascensão vertical, a velocidade do fluxo de ar gue atinge as pás 4 de um helicóptero é eguilibrada ao longo de todo o arco de 360 graus percorrido pelas pás 4. A massa de fluido que passa pela seção de um duto por unidade de tempo depende da área da sua seção, da densidade do fluido e de sua velocidade. Para equilibrar e iqualar a massa de ar que passa pela entrada de ar 8 de cada pá 4 em todo o arco de rotação de 360 qraus durante uma fase de voo aproximadamente horizontal ou inclinada de um helicóptero em relação à superfície da Terra, fazem parte do presente invento entradas de ar 8 inclinadas em relação à linha de corda 12 do perfil da pá 4. Dessa forma, a alteração do ânqulo de ataque da pá 8 altera a área efetiva da entrada de ar 8 exposta ao fluxo de ar que atinqe a pá 4. A variação da área efetiva da entrada de ar 8 da pá 4 fica evidenciada nas fiquras 12 e 13. Com ânqulo de ataque mais reduzido, como apresentado na fiqura 12, a altura x-x da área efetiva da entrada de ar 8 exposta ao fluxo de ar que atinqe a pá 4 é menor que a altura y-y da área efetiva da entrada de ar 8 apresentada na fiqura 13 . Para captar a maior massa possível de ar, a entrada de ar 8 da pá 4 está situada no seu bordo de ataque, que é a reqião do perfil da pá 4 submetida aos maiores valores de pressão de ar. A fiqura 14 é uma vista, pelo corte C-C da fiqura 9, do interior da pá 4 de uma aeronave de asa rotativa, indicando sua longarina 7, seu revestimento externo 10, e o seu recheio 11. Também está representada a linha de corda 12 referente ao perfil da pá 4 e a seção transversal do duto de ar 9 que se estende pelo interior da pá desde a entrada de ar 8 até o dispositivo de exaustão do ar 6. O duto de ar 9, firmemente fixado no interior da pá, pode ser conf eccionado em ligas de alumínio com outros metais ou com fibras e compostos de carbono, ou outros materiais empregados pela indústria aeronáutica. Os materiais empregados para confecção das pás 4 são bem conhecidos e utilizados pela indústria especializada e o seu detalhamento não é necessário para descrever a presente invenção. As figuras 15, 16, 17, 18,19, 20, 21, 22, 23, 24, 25 e 26 detalham partes constituintes da presente invenção localizadas na ponta da pá 4 de uma aeronave dotada de asas rotativas, como um helicóptero. A figura 15 é uma vista em perspectiva de parte da seção frontal da ponta da pá 4 de uma aeronave de asa rotativa, indicando parte de sua longarina 7 com orifícios 14 para parafusos para fixação da placa de acabamento 15. Mostra também parte de seu revestimento externo 10, e de seu recheio 11. Também estão representadas parte do duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá e um rolamento de agulhas 13 fixado na ponta do duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá. A figura 16 é uma vista em perspectiva de parte da placa de acabamento 15 com o orifício 16 para encaixe do dispositivo 6 para exaustão de ar, e guatro orifícios menores 17 para os parafusos de fixação dessa placa. A figura 17 mostra em perspectiva dois parafusos 23 com cabeças protuberantes para fixação da placa de acabamento 15 da ponta da pá 4. A figura 18 mostra em perspectiva dois parafusos 24 com cabeças planas para fixação da placa de acabamento 15 da ponta da pá 4. Devem ser utilizados parafusos confeccionados com materiais de alta resistência tais como ligas de aço, cromo e níguel, ligas de alumínio ou outras, sendo padrões na indústria aeronáutica. A figura 19 apresenta uma vista em perspectiva do dispositivo 6 para exaustão (descarga) de ar, indicando a parte desse dispositivo 18 gue se encaixa no rolamento de agulhas 13 fixado na ponta do duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá, um anel de vedação 19 para impedir a fuga de gualguer parcela do fluxo de ar, a parte desse dispositivo 20 destinada à exaustão do fluxo de ar e o pegueno aerofólio de seção simétrica 21. A figura 20 é uma vista superior da ponta da pá 4 de uma aeronave de asa rotativa, mostrando seu revestimento externo 10, e em seu interior o rolamento de agulhas 13 fixado na ponta do duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá, e parte da ponta da longarina 7 da pá 4 com orifícios 14 para parafusos para fixação da placa de acabamento 15 da ponta da pá 4. A figura 21 é uma vista superior do revestimento externo 15 da ponta da pá 4 com o orifício 16 para encaixe do dispositivo 6 para exaustão de ar, e guatro orifícios 17 menores para os parafusos de fixação da placa de acabamento 15 da ponta da pá 4. A figura 22 é uma vista lateral do revestimento externo 15 da ponta da pá 4. A figura 23 é uma vista lateral de um dos parafusos com cabeça protuberante para fixação da placa de acabamento 15 da ponta da pá 4. A figura 24 é uma vista lateral de um dos parafusos com cabeça plana para fixação da placa de acabamento 15 da ponta da pá 4. A figura 25 apresenta uma vista lateral do dispositivo 6 para exaustão do ar destinado a ser colocado na ponta da pá 4, indicando a parte desse dispositivo 18 gue se encaixa no rolamento de agulhas 13 fixado na ponta do duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá, um anel de vedação 19 para impedir a fuga de gualguer parcela do fluxo de ar, a parte desse dispositivo 20 destinada à exaustão (descarga) do fluxo de ar com seu eixo formando ângulo igual a 90 graus com a direção do duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá 4 e o pegueno aerofólio de seção simétrica 21. Consta na figura 25 a representação de uma peguena placa 22 destinada a estabelecer um limite de segurança para a seção de arco gue o dispositivo 6 para exaustão do ar poderá girar, conforme explicado na descrição da figura 30. Tanto a peguena placa 22 guanto o pegueno aerofólio de seção simétrica 21 deverão ser fixados ao dispositivo 6 para exaustão do ar por recursos já disponíveis na indústria aeronáutica, tais como soldas de alta resistência. 0 pegueno aerofólio de seção simétrica 21 tem forma triangular ou forma semelhante e é fixado ao dispositivo 6 para exaustão do ar com sua maior dimensão em direção paralela ao eixo da parte desse dispositivo 20 destinada à exaustão (descarga) do fluxo de ar conforme representado nas figuras 19, 25 e 27. 0 pegueno aerofólio de seção simétrica 21 pode ser substituído por uma placa plana delgada com forma triangular ou semelhante, tudo visando reduzir ao mínimo o arrasto resultante. A figura 26 é uma vista frontal do dispositivo 6 para exaustão do ar destinado a ser posicionado na ponta da pá 4, indicando a parte desse dispositivo 18 que se encaixa no rolamento de agulhas 13, o anel de vedação 19, a pequena placa 22 e a parte desse dispositivo 20 destinada à exaustão do fluxo de ar. A figura 27 é idêntica à figura 25, exceto que o eixo da parte 20 do dispositivo 6 destinada à exaustão do fluxo de ar forma ângulo b menor que 90 graus com a direção do duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá 4. A figura 28 é uma vista frontal do dispositivo 6 para exaustão do ar apresentado na figura 27. A figura 29 é uma vista em perspectiva da ponta da pá 4 de uma aeronave de asa rotativa, em ângulo de ataque positivo igual a p graus (maior que zero grau) em relação ao fluxo de ar que atinge a pá, que é paralelo à linha a-c.

Está representado o dispositivo 6 para exaustão do ar que passa pelo interior da pá. Como esse dispositivo 6 é articulado por estar conectado ao rolamento de agulhas 13, a sua parte 20 destinada à exaustão do fluxo de ar que passa pelo interior da pá 4 é forçada a se alinhar com a direção do fluxo de ar que passa pelo exterior da pá pela pressão do ar sobre o pequeno aerofólio 21 de seção simétrica. Consta nessa figura seta S indicativa da direção e do sentido do fluxo de exaustão do ar na ponta da pá. Também está representada a seta F indicativa da força de reação gerada pela exaustão do fluxo de ar na ponta da pá 4. A figura 30 é uma vista em perfil da ponta da pá 4 de uma aeronave de asa rotativa, em ângulo de atague positivo igual a p graus (maior gue zero grau) em relação ao fluxo de ar gue atinge a pá, gue é paralelo à linha a-c. Estão representados os dois parafusos 23 de cabeças protuberantes e a peguena placa 22 destinada a limitar, por guestões de segurança, o arco gue o dispositivo 6 para exaustão do ar poderá girar. A metade desse arco limite é superior ao maior ângulo de atague gue a pá 4 de uma aeronave de asa rotativa poderá assumir em gualguer condição de operação. As figuras 31 e 32 apresentam duas vistas em perfil da ponta da pá 4 de uma aeronave de asa rotativa, em ângulos de atague positivos (maiores gue zero grau) e diferentes em relação ao fluxo de ar gue atinge a pá. Essas duas figuras mostram o alinhamento da parte 20 do dispositivo 6 com a direção do fluxo de ar gue passa pelo exterior da pá pela pressão do ar sobre o pegueno aerofólio 21 de seção simétrica. Mostram também o alinhamento, tanto dos fluxos de exaustão do ar, representados pelas setas S guanto das forças de reação, representadas pelas setas F, à direção do fluxo de ar gue passa pelo exterior da pá 4. Aeronaves de asas rotativas, tais como helicópteros, são dotados de motores que convertem a energia calorífica em movimento de rotação para um eixo, que por sua vez transmite esse movimento para uma caixa de engrenagem. A caixa de engrenagem transmite o movimento de rotação para um ou mais mastros principais aos quais estão conectadas as asas rotativas ou pás. Como resultado da rotação das pás é produzido um efeito de sustentação que é proporcional, entre outros aspectos, à velocidade do ar que atinge as superfícies das pás como resultado de seu movimento de rotação.

O sistema de acionamento acima descrito também é aplicado aos rotores de cauda. A rotação das pás do rotor principal gera esforços consideráveis sobre o mastro da aeronave, entre eles forças centrífugas de valores extremamente elevados, que são proporcionais ao quadrado da velocidade de rotação medida em radianos do citado rotor. Velocidades de rotação de cinco voltas por segundo são típicas na operação de aeronaves de asas rotativas, o que representa 31,4 radianos por segundo. Elevando 31,4 ao quadrado, obtém-se um valor de 985,96. Em todas as aeronaves de asas rotativas toda a força centrífuga resultante da rotação de suas pás é transmitida para o(s) mastro (s) principal (is) pelos conectores que prendem as pás ao (s) mastro (s) principal (is). A ausência de meios para aproveitar a força centrífuga para a sustentação e para a propulsão das aeronaves de asas rotativas resulta no seu completo desperdício, como ocorre com todas as aeronaves de asas rotativas que já entraram em produção, exceto com o S.0.1221 Djinn acima citado, cujo projeto adotou soluções completamente diferentes da presente invenção.

0 objetivo da presente invenção é aproveitar a força centrífuga resultante da rotação das pás das aeronaves de asas rotativas para contribuir para a sua propulsão e para a sua sustentação, reduzindo significativamente a energia requerida a ser gerada pelos motores dessas aeronaves. Como resultado haverá uma redução significativa do consumo de combustível e da emissão de gases poluentes em todas as fases de sua operação. De acordo com a presente invenção, o aproveitamento da força centrífuga é obtido pela captação de fluxos de ar para o interior das pás 4 das aeronaves de asas rotativas, pela aceleração desses fluxos de ar pelo movimento de rotação das pás 4, pela sua exaustão em elevada velocidade nas pontas das citadas pás 4 e em sentido oposto ao sentido de rotação das pás 4 do rotor principal ou dos rotores principais e pela reação à sua exaustão. De acordo com a terceira lei de Newton, a toda ação corresponde uma reação de mesmo valor, mesma direção e sentido diretamente oposto. De acordo com a presente invenção, cada uma das pás 4, idênticas a 4a, 4b, 4c, 4d de um helicóptero é dotada de uma entrada de ar 8 localizada aproximadamente no meio (mas não exclusivamente) da sua envergadura, de um duto 9 para passagem do ar pelo interior da pá e de um dispositivo 6 para exaustão do fluxo de ar S na sua ponta. A entrada de ar 8 está localizada preferencialmente na borda de atague da seção da pá 4, na região onde ocorrem os valores mais elevados de pressão durante a operação de aeronaves de asas rotativas, maximizando, dessa forma, a massa de ar gue é forçada a entrar para o interior da pá 4. A massa de fluido gue passa pela seção de um duto por unidade de tempo depende da área da sua seção, da densidade do fluido e de sua velocidade.

Durante uma fase de voo envolvendo deslocamento horizontal ou inclinado de um helicóptero em relação à superfície da Terra, a velocidade do ar gue atinge a pá (4a da figuras 3 e 3a) gue se desloca no mesmo sentido do voo do helicóptero é igual à soma da velocidade de deslocamento da pá com a velocidade de voo do helicóptero, enguanto gue a velocidade do ar gue atinge a pá (4c da figuras 3 e 3b) gue se desloca no sentido oposto ao do voo do helicóptero é igual à diferença entre a velocidade de deslocamento da pá e a velocidade de voo do helicóptero. Como o efeito de sustentação gerado por uma asa é proporcional, entre outros fatores, ao guadrado da velocidade do ar gue atinge a asa e ao ângulo de atague da asa, os helicópteros dispõe de meios para alterar os ângulos de atague das pás, para compensar as diferenças de velocidade citadas, eguilibrando os valores das forças de sustentação ao longo de todo o arco de rotação de 360 graus. Para eguilibrar e igualar a massa de ar gue passa pela entrada de ar 8 de cada pá 4 em todo o arco de rotação de 360 graus durante gualguer fase de voo de um helicóptero, compensando as diferenças de velocidade do ar gue atingem as pás, fazem parte do presente invento entradas de ar 8 inclinadas em relação à linha de corda 12 do perfil da pá 4. Dessa forma, a alteração do ângulo de atague da pá 4 altera a área efetiva da entrada de ar 8 exposta ao fluxo de ar gue atinge a pá 4. A variação da área efetiva da entrada de ar 8 da pá 4 fica evidenciada nas figuras 12 e 13. Com ângulo de atague mais reduzido, como apresentado na figura 12, a altura x-x da área efetiva da entrada de ar 8 exposta ao fluxo de ar gue atinge a pá 4 é menor gue a altura y-y da área efetiva da entrada de ar 8 apresentada na figura 13 . 3 O dispositivo 6 para exaustão (descarga) do fluxo de ar consiste em outro duto com duas seções 18 e 20 formando um ângulo de 90 graus entre si, um pegueno aerofólio 21 (asa) fixado ao longo da seção 20 e um anel de vedação 19 para evitar gualguer fuga indesejada do fluxo de ar. Na ponta do duto 9 de cada pá está instalado um rolamento de agulhas 13. Na ponta da pá 4 está aplicado um revestimento externo 15 gue cobre as partes internas da pá 4 como a ponta de sua longarina 7, e o seu recheio 11.

Uma das seções 18 do dispositivo 6 para exaustão (descarga) do fluxo de ar é encaixada e presa na parte interna do rolamento de agulhas 13 permitindo gue esse dispositivo 6 figue articulado e sua seção 20 possa girar em relação à linha de corda 12 da seção transversal da pá 4, conforme ilustrado nas figuras 29, 30, 31 e 32. Em situações tipicas de operação, a velocidade de passagem do fluxo de ar pelas pontas das pás de aeronaves de asas rotativas se situa entre 160 e 250 metros por segundo. De acordo com a presente invenção, a passagem desse fluxo de ar pelo pegueno aerofólio 21 vai manter a seção 20 de exaustão (descarga) do dispositivo 6 no mesmo plano da rotação das pás 4 durante todas as fases de voo das aeronaves de asas rotativas. Como resultado, será gerada a força de reação F resultante da exaustão (descarga) do fluxo de ar S no mesmo plano da rotação das pás 4 das aeronaves de asas rotativas, conforme ilustrado nas figuras 29, 31 e 32. Com a aplicação da força F nas pontas das pás 4, obtém-se um efeito sobre a propulsão das pás da aeronave extremamente elevado, devido ao fenômeno fisico denominado momento de uma força. 0 valor desse momento para cada pá 4 é igual à distância D do ponto de conexão da pá 4 com o mastro 3 até o ponto de aplicação da força F multiplicado pelo valor da força F. Por exemplo, a velocidade das pontas das pás de um helicóptero de porte médio com guatro pás de 8 metros de envergadura girando a 5 voltas por segundo atinge mais de 250 metros por segundo. Mesmo uma descarga de ar de apenas 0,100 Kg por segundo na ponta de cada pá vai produzir forças de reação F de centenas de Newtons na ponta de cada pá. A aplicação dessas forças F a uma distância dezenas de vezes maior gue o raio da parte do mastro do helicóptero conectada ao sistema de transmissão gue recebe o torgue do(s) motor (es), resulta numa contribuição considerável para a propulsão das aeronaves de asas rotativas. Dessa forma, a aplicação da presente invenção vai reduzir significativamente a energia reguerida a ser gerada pelos motores dessas aeronaves, com a consequente redução do consumo de combustível e a diminuição da emissão de gases poluentes na atmosfera. Inicia-se assim um círculo virtuoso, com menor quantidade de combustível requerida para cada etapa de voo significando menos peso a ser transportado pela aeronave o que, por sua vez, resulta em redução adicional do consumo de combustível. A exaustão (descarga) de ar em alta velocidade nas pontas das pás 4 contribui significativamente para a redução dos vórtices que se formam nas pontas das pás 4 durante todas as fases de voo dessas aeronaves, com redução do arrasto e dos níveis de ruído (redução da poluição sonora) . A aplicação das forças de reação F nas pontas das pás 4 das aeronaves de asas rotativas poderá resultar também numa redução dos esforços que as longarinas 7 das pás 4 dessas aeronaves têm que suportar. 0 uso da presente invenção trará um benefício adicional ao reduzir os valores requeridos de efeito anti torque a ser produzido pelos rotores de cauda. 0 esforço momento adverso resultante da captação do fluxo de ar na entrada de ar 8 de cada pá 4 é muito inferior ao esforço momento resultante da aplicação da força F na ponta de cada pá 4, porque a distância da entrada de ar 8 até o ponto de conexão da pá 4 com o mastro 3 é aproximadamente a metade da distância D indicada nas figuras 4 e 5. As figuras 33, 34 e 35 apresentam outro modo de concretização acrescido ao depósito inicial em 18 de março de 2022 com o número BR1320220051614 como certificado de adição de invenção para a entrada de ar 8, cuja seção transversal apresenta área idêntica às seções transversais de todo o duto 9 de passagem do fluxo de ar localizado no interior da pá 4.

Esse modo de concretização eguilibra a velocidade do fluxo de ar em toda a extensão do duto de ar 9 gue passa pelo interior da pá 4. Outro aperfeiçoamento apresentado nas figuras 33 e 34 consiste numa curva de 90° gradual e arredondada entre a entrada de ar 8 e a parte do duto 9 paralela à envergadura da pá 4. Esse aperfeiçoamento minimiza as perdas de pressão gue ocorrem na passagem de fluidos pelas curvas de dutos. Em relação ao dispositivo de exaustão 6, os guatro modos de concretização apresentados nas figuras 36, 37, 38, 39, 40, 41, 42, 43 acrescidos ao depósito inicial em 18 de março de 2022 como certificado de adição de invenção com o número BR1320220051614 , visam aproveitar os esforços exercidos pelo fluxo de ar sobre as superfícies internas do duto 9 localizado no interior da pá 4 e sobre as superfícies internas da seção 20 do dispositivo de exaustão 6 por onde o fluxo de ar é expelido para manter a seção 20 do dispositivo de exaustão 6 paralela ao plano de rotação das pás 4 da aeronave de asas rotativas em todas as fases de voo. Os quatro modos de concretização aqui formulados permitem dispensar o pequeno aerofólio 21 apresentado nas fiquras 19, 25,

27, 29, 31 e 32. Além do efeito acima descrito, os quatro modos de concretização para o dispositivo de exaustão 6 apresentados nas fiquras 36, 37, 38, 39, 40, 41, 42 e 43 visam obter quatro diferentes efeitos sobre o fluxo de ar que é expelido pela seção 20 do dispositivo de exaustão 6. No modo de concretização apresentado nas fiquras 36 e 37, a área interna da seção transversal ao eixo lonqitudinal da seção 20 do dispositivo de exaustão 6 não apresenta variação em relação à área de qualquer das seções transversais do duto 9 de passaqem de ar localizado no interior da pá 4. Dessa forma, a menos das perdas, a velocidade do fluxo de ar se mantém constante desde a entrada de ar 8 do duto 9 até a sua exaustão. No modo de concretização apresentado nas fiquras 38 e 39, a área interna da seção transversal ao eixo lonqitudinal da seção 20 do dispositivo de exaustão 6 é qradualmente reduzida para aumentar a velocidade de exaustão do fluxo de ar e gerar um aumento do valor da força de reação representada pela seta F na figura 33. No terceiro modo de concretização (fig.40 e fig. 41) a seção 20 do dispositivo de exaustão 6 é dotada de um estator 24 (fig.44 e fig.45) gue retifica o fluxo de ar sendo expelido, tornando esse fluxo laminar. O estator 24, representado nas figuras 44 e 45, tem lâminas planas, de forma a não alterar a velocidade de exaustão do fluxo de ar gue passa pela seção 20 do dispositivo de exaustão 6. No guarto modo de concretização (fig. 42 e fig. 43) o estator 25, representado nas figuras 46 e 47 tem lâminas com espessura variável, gue aumentam e diminuem gradualmente de forma a reduzir a área transversal da seção 20 do dispositivo de exaustão 6 e acelerar o fluxo de ar gue é expelido. Tal redução resulta numa aceleração desse fluxo de ar e no aumento do valor da força de reação representada pela seta F na figura 33.

Claims

REIVINDICAÇÕES

1. Dispositivo de propulsão auxiliar para aeronaves de asas rotativas, como os helicópteros, as aeronaves de asas rotativas sendo constituídas por uma fuselagem com sua estrutura e seu revestimento, espaços destinados a acomodação de pilotos, passageiros e/ou carga, eguipamentos para pilotagem, meio de propulsão constituído por um ou mais motores a combustão ou elétricos ou por sistemas híbridos, tangues para combustível e/ou baterias, um ou mais rotores, cada um formado por um mastro disposto em direção aproximadamente vertical em relação à estrutura da aeronave e dotado de duas ou mais pás (4), rotor (5) situado na cauda para compensar o torgue sobre o mastro em aeronaves da asas rotativas dotadas de um único mastro, sistema de transmissão para transmitir o torgue do (s) motor (es) para o(s) rotor (es) principal (is ) e para o rotor situado na cauda (5), e trem de pouso (2), caracterizado por recursos para aproveitar a força centrífuga resultante da rotação das pás das aeronaves de asas rotativas para contribuir para a sua propulsão e para a sua sustentação, reduzindo significativamente a energia reguerida a ser gerada pelos motores dessas aeronaves, sendo esses recursos uma entrada de ar (8) em cada pá (4) localizada aproximadamente mas não exclusivamente na metade da envergadura da pá e no bordo de ataque da pá e na parte do perfil da pá (4) onde ocorrem os maiores valores de pressão de ar durante a operação das aeronaves de asas rotativas, um duto (9) posicionado no interior de cada pá (4) e disposto em direção paralela à direção da envergadura da pá (4), duto esse que conecta a entrada de ar (8) a um dispositivo (6) para exaustão do fluxo de ar posicionado na ponta da pá (4).

2. Dispositivo de propulsão auxiliar para aeronaves de asas rotativas, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por ter as entradas de ar (8) inclinadas numa vista em corte, para equilibrar a massa de ar que passa pela entrada de ar (8) de cada pá (4) em todo o arco de rotação de 360 graus durante todas as fases de voo de uma aeronave de asa rotativa, compensando as diferenças de velocidade do ar que atingem as pás, a alteração do ângulo de ataque da pá (4) altera a área efetiva da entrada de ar (8) exposta ao fluxo de ar que atinge a pá (4).

3. Dispositivo de propulsão auxiliar para aeronaves de asas rotativas, de acordo com as reivindicações 1 e 2, caracterizado por acelerar e energizar, pela força centrífuga gerada pela rotação das pás (4) das aeronaves de asas rotativas, o fluxo de ar gue entra para o interior da pá (4) pela entrada de ar (8) e direcioná-lo para a ponta da pá passando pelo duto (9) localizado no interior da pá (4) e expelir o fluxo de ar em sentido oposto ao sentido da rotação das pás (4) e no mesmo plano da rotação das pás pelo dispositivo (6) posicionado na ponta da pá (4), gerando uma força de reação de mesma direção e em sentido oposto ao sentido do fluxo de ar expelido, gue é aplicada na ponta de cada pá (4) reduzindo significativamente o torgue reguerido aos motores das aeronaves de asas rotativas durante todas as fases de sua operação e resultando em redução significativa do consumo de combustível e/ou de energia elétrica.

4 . Dispositivo de propulsão auxiliar para aeronaves de asas rotativas, de acordo com as reivindicações 1, 2 e 3 caracterizado por ter cada dispositivo (6) para exaustão do fluxo de ar posicionado na ponta da pá (4), sendo formado por um duto para passagem do fluxo de ar composto por duas seções, sendo uma seção (18) com eixo paralelo ao eixo do duto (9) para passagem do ar pelo interior da pá (4) e outra seção (20) com eixo perpendicular ao eixo do duto (9) para passagem do ar pelo interior da pá (4), um anel de vedação (19) para impedir qualquer fuga indevida de ar pela ponta da pá, um pequeno aerofólio (21) de seção simétrica destinado a manter, pela passagem do ar em grande velocidade, a seção (20) de exaustão (descarga) do dispositivo (6) no mesmo plano da rotação das pás (4) durante todas as fases de voo das aeronaves de asas rotativas, o pequeno aerofólio de seção simétrica (21) tendo forma triangular ou forma semelhante e sendo fixado ao dispositivo (6) para exaustão do ar com uma dimensão em direção paralela ao eixo da parte desse dispositivo (20) destinada à exaustão (descarga) do fluxo de ar, podendo ser usada uma placa plana delgada com forma triangular ou semelhante substituindo o pequeno aerofólio de seção simétrica (21) visando reduzir ao minimo o arrasto resultante, e uma pequena placa (22) destinada a limitar, por questões de segurança, o arco que o dispositivo (6) para exaustão do ar poderá girar.

5. Dispositivo de propulsão auxiliar para aeronaves de asas rotativas, de acordo com as reivindicações 1, 2 e 3, caracterizado por ter cada dispositivo (6) para exaustão do fluxo de ar posicionado na ponta da pá (4) formado por um duto para passagem do fluxo de ar composto por duas seções, sendo uma seção (18) com eixo paralelo ao eixo do duto (9) para passagem do ar pelo interior da pá (4) e outra seção (20) com eixo inclinado em relação ao eixo do duto (9) para passagem do ar pelo interior da pá (4), mas com o eixo da seção (20) formando um ângulo menor gue 90 graus com o eixo do duto (9), um anel de vedação (19) para impedir gualguer fuga indevida de ar pela ponta da pá, um pegueno aerofólio (21) de seção simétrica destinado a manter, pela passagem do ar em grande velocidade, a seção (20) de exaustão (descarga) do dispositivo (6) no mesmo plano da rotação das pás (4) durante todas as fases de voo das aeronaves de asas rotativas, o pegueno aerofólio de seção simétrica (21) tendo forma triangular ou forma semelhante sendo fixado ao dispositivo (6) para exaustão do ar com uma dimensão em direção paralela ao eixo da parte desse dispositivo (20) destinada à exaustão (descarga) do fluxo de ar, o pegueno aerofólio de seção simétrica (21) podendo ser substituído por uma placa plana delgada com forma triangular ou semelhante, visando reduzir ao mínimo o arrasto resultante, e uma peguena placa (22) destinada a limitar, por guestões de segurança, o arco gue o dispositivo (6) para exaustão do ar poderá girar.

6. Dispositivo de propulsão auxiliar para aeronaves de asas rotativas, de acordo com as reivindicações 1, 3, 4 e 5, caracterizado por ter em cada ponta de pá (4) de aeronave de asas rotativas um rolamento de agulhas (13) ou outro recurso equivalente que permite que o dispositivo (6) para exaustão do fluxo de ar fique articulado e mantenha a sua seção de exaustão (20) paralela ao plano de rotação das pás (4) das aeronaves de asas rotativas pela passagem do ar pelo pequeno aerofólio (asa) (21) de seção simétrica durante todas as fases de sua operação.

7 . Dispositivo de propulsão auxiliar para aeronaves de asas rotativas, de acordo com as reivindicações 1, 2 e 3 do pedido nacional de invenção de número BR10202101314 97 caracterizado pelo fato de que a entrada de ar (8) para o duto (9) localizado no interior de cada pá (4) de aeronave de asa rotativa tem seção transversal com área idêntica às seções transversais de todo o duto (9) de passagem de ar localizado no interior da pá (4).

8. Dispositivo de propulsão auxiliar para aeronaves de asas rotativas, de acordo com as reivindicações 1, 2 e 3 do pedido nacional de invenção de número BR10202101314 97 e de acordo com a reivindicação 7 caracterizado pelo fato de que a seção de passagem de ar entre a entrada de ar (8) e a seção do duto (9) localizado no interior de cada pá (4) de aeronave de asa rotativa forma uma curva de 90° gradual e arredondada minimizando as perdas de pressão que ocorrem na passagem de fluidos pelas curvas de dutos.

9. Dispositivo de propulsão auxiliar para aeronaves de asas rotativas, de acordo com as reivindicações 1 e 3 do pedido nacional de invenção de número BR10202101314 97 caracterizado pelo fato de que cada dispositivo (6) para exaustão do fluxo de ar posicionado na ponta da pá (4) é formado por um duto para passagem do fluxo de ar composto por duas seções, sendo uma seção (18) com seu eixo longitudinal paralelo ao eixo longitudinal do duto (9) para passagem do ar pelo interior da pá (4) e outra seção (20) com seu eixo longitudinal perpendicular ao eixo longitudinal do duto (9) para passagem do ar pelo interior da pá (4) sendo a área interna transversal ao eixo longitudinal da seção (20) do dispositivo de exaustão (6) idêntica à área de qualquer das seções transversais do duto (9) de passagem de ar localizado no interior da pá (4), um anel de vedação (19) para impedir qualquer fuga indevida de ar pela ponta da pá e uma pequena placa (22) destinada a limitar, por questões de segurança, o arco que o dispositivo (6) para exaustão de ar poderá girar.

10. Dispositivo de propulsão auxiliar para aeronaves de asas rotativas, de acordo com as reivindicações 1 e 3 do pedido nacional de invenção de número BR10202101314 97 caracterizado pelo fato de que cada dispositivo (6) para exaustão do fluxo de ar posicionado na ponta da pá (4) é formado por um duto para passagem do fluxo de ar composto de ar por duas seções, sendo uma seção (18) com seu eixo longitudinal paralelo ao eixo longitudinal do duto (9) para passagem do ar pelo interior da pá (4) e outra seção (20) com seu eixo longitudinal perpendicular ao eixo longitudinal do duto (9) para passagem do ar pelo interior da pá (4) sendo a área interna transversal ao eixo longitudinal da seção (20) do dispositivo de exaustão (6) gradualmente reduzida para aumentar a velocidade de exaustão do fluxo de ar e gerar um aumento do valor da força de reação (F), um anel de vedação (19) para impedir qualquer fuga indevida de ar pela ponta da pá e uma pequena placa (22) destinada a limitar, por questões de segurança, o arco que o dispositivo (6) para exaustão de ar poderá girar.

11. Dispositivo de propulsão auxiliar para aeronaves de asas rotativas, de acordo com as reivindicações 1 e 3 do pedido nacional de invenção de número BR10202101314 97 caracterizado pelo fato de que cada dispositivo (6) para exaustão do fluxo de ar posicionado na ponta da pá (4) é formado por um duto para passagem do fluxo de ar composto de ar por duas seções, sendo uma seção (18) com seu eixo longitudinal paralelo ao eixo longitudinal do duto (9) para passagem do ar pelo interior da pá (4) e outra seção (20) com seu eixo longitudinal perpendicular ao eixo longitudinal do duto (9) para passagem do ar pelo interior da pá (4) sendo a seção (20) do dispositivo de exaustão (6) dotada de um estator (24) destinado a retificar o fluxo de ar sendo expelido, tornando esse fluxo laminar, sendo o estator (24) formado por lâminas planas, de forma a não alterar de forma significativa a velocidade de exaustão do fluxo de ar que passa pela seção (20) do dispositivo de exaustão (6), um anel de vedação (19) para impedir qualquer fuga indevida de ar pela ponta da pá e uma pequena placa (22) destinada a limitar, por questões de segurança, o arco que o dispositivo (6) para exaustão de ar poderá girar.

12. Dispositivo de propulsão auxiliar para aeronaves de asas rotativas, de acordo com as reivindicações 1 e 3 do pedido nacional de invenção de número BR10202101314 97 caracterizado pelo fato de que cada dispositivo (6) para exaustão do fluxo de ar posicionado na ponta da pá (4) é formado por um duto para passagem do fluxo de ar composto de ar por duas seções, sendo uma seção (18) com seu eixo longitudinal paralelo ao eixo longitudinal do duto (9) para passagem do ar pelo interior da pá (4) e outra seção (20) com seu eixo longitudinal perpendicular ao eixo longitudinal do duto (9) para passagem do ar pelo interior da pá (4) sendo a seção (20) do dispositivo de exaustão (6) dotada de um estator (25) destinado a retificar o fluxo de ar sendo expelido, tornando esse fluxo laminar, sendo o estator (25) formado por lâminas com espessura variável, que aumentam e diminuem gradualmente de forma a reduzir a área transversal da seção (20) do dispositivo de exaustão (6) e acelerar o fluxo de ar que é expelido pela seção (20) do dispositivo de exaustão (6), resultando numa aceleração desse fluxo de ar e no aumento do valor da força de reação (F), um anel de vedação (19) para impedir qualquer fuga indevida de ar pela ponta da pá e uma pequena placa (22) destinada a limitar, por questões de segurança, o arco que o dispositivo (6) para exaustão de ar poderá girar.

13. Dispositivo de propulsão auxiliar para aeronaves de asas rotativas, de acordo com as reivindicações 1, e 3 do pedido nacional de invenção de número BR10202101314 97 e de acordo com as reivindicações 9, 10, 11 e 12 caracterizado pelo fato de que cada ponta de pá (4) de aeronave de asas rotativas é dotada de um rolamento de agulhas (13) ou outro recurso equivalente que permite que o dispositivo (6) para exaustão do fluxo de ar fique articulado e mantenha a sua seção de exaustão (20) paralela ao plano de rotação das pás (4) das aeronaves de asas rotativas pelos esforços exercidos pelo fluxo de ar sobre as superfícies internas do duto (9) localizado no interior da pá (4) e pelos esforços exercidos sobre as superfícies internas da seção (20) do dispositivo de exaustão (6) por onde o fluxo de ar é expelido.