ES2207600T3 - Sistema de control de vuelo para aeronave. - Google Patents
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Abstract
Un avión con un sistema de control de vuelo (20) que comprende medios (14) que generan un empuje ascensional aerodinámico, y medios para controlar en uso el empuje ascensional proporcionado por los medios generadores de empuje ascensional, comprendiendo los medios de control de empuje ascensional: - una masa concentrada (22) montada dentro de un cuerpo longitudinal (12) del avión, comprendiendo la masa concentrada al menos una función y/o sistema de avión existente, montados en un soporte (44) en un área confinada, - apoyos (24, 26; 24¿, 26¿) que permiten el desplazamiento relativo entre la masa concentrada y al menos una porción de los medios que generan el empuje ascensional, - medios de accionamiento (34, 46; 136, 144) para producir tal movimiento relativo, con lo que en uso el centro del empuje ascensional aerodinámico y el centro de gravedad del avión se pueden desplazar uno respecto a otro, para efectuar el control de vuelo, y - caracterizado por que los apoyos están dispuestos para permitir desplazamiento de la masa concentrada y/o de al menos una porción de los medios que generan el empuje ascensional de manera selectiva lateral y longitudinalmente respecto al fuselaje del avión, y estando dispuestos además para permitir tal movimiento respecto a la o una línea de empuje del motor respectivo (16).
Description
Sistema de control de vuelo para aeronave.
La invención se refiere a un sistema de control
de vuelo para un avión. El sistema de control de vuelo de la
presente invención está destinado principalmente para utilizarlo en
un avión no tripulado, pero también es adecuado para utilizarlo en
un avión tripulado.
De manera habitual, el control de vuelo en un
avión se obtiene a modo de superficies de control aerodinámicas, por
ejemplo, los alerones, los faldones de sustentación, los elevadores,
los timones de profundidad y el timón de dirección, unidas a las
superficies que generan del empuje ascensional aerodinámico del
avión. Como la inestabilidad intrínseca del fuselaje de los aviones
de hoy en día y las velocidades del aire han aumentado, las fuerzas
de accionamiento necesarias para desplazar estas superficies de
control aerodinámico han aumentado en gran medida, y del mismo modo
han aumentado los requerimientos de repuesta dinámica de las
superficies de control.
La mayoría de los aviones emplean normalmente
accionadores hidráulicos para hacer funcionar las superficies de
control aerodinámico, siendo capaces tales accionadores de producir
fuerzas elevadas dentro de espacios relativamente confinados.
No obstante, los sistemas de accionamiento
hidráulico sufren de un número de inconvenientes importantes, en
particular su peso y su necesidad de un alto nivel de mantenimiento
con objeto de minimizar el desgaste y asegurar la fiabilidad.
Además, con objeto de cumplir las normativas de seguridad tales
accionadores tienen que tener frecuentemente capacidades que
exceden sobradamente los requerimientos normales del avión. Por
ejemplo, las normativas de seguridad pueden exigir que un accionador
tenga dos veces la capacidad de empuje necesaria que se requiere
actualmente en la utilización normal del avión. Todo esto añade
complejidades y gastos al diseño de tales sistemas
accionadores.
Los sistemas de accionamiento alimentados
eléctricamente también se han considerado y ofrecen ciertas ventajas
en términos de peso, ciclo de vida, fiabilidad y mantenimiento. No
obstante los sistemas de accionamiento eléctricos que están
actualmente disponibles son incapaces de cumplir los requerimientos
de elevada transmisión de potencia y otras demandas de los sistemas
de control de vuelo primarios de aviones actuales.
El documento US-1.853.233
describe un dispositivo estabilizador para un aeroplano en el que
están dispuestas dos disposiciones de carril separadas, descansando
cada una de ellas en un elemento de peso cambiable respectivo para
compensar el volteo lateral y la inclinación.
El documento US-5.020.740 se
refiere a un diseño pato de avión en el que el centro de gravedad
se desplaza a lo largo del eje longitudinal del avión. Cuando los
faldones del borde trasero del ala se bajan para despegar y
aterrizar y el centro de empuje ascensional del ala principal se
desplaza a popa, el centro de gravedad se ajusta longitudinalmente
para evitar un momento de inclinación hacia abajo de la nariz.
Un objetivo de la presente invención es
proporcionar un sistema de control de vuelo para un avión que
reduzca las fuerzas de control y las demandas de potencia
necesarias para el control de vuelo de avión.
Otro objetivo de la presente invención es
proporcionar un sistema de control de vuelo para un avión, que evite
la necesidad de sistemas de transmisión de accionadores complejos
de elevada potencia.
La presente invención proporciona un avión con un
sistema de control de vuelo que comprende medios que generan empuje
ascensional aerodinámico y medios para controlar en uso el empuje
ascensional provisto por los medios que generan el empuje
ascensional, comprendiendo los medios que controlan el empuje
ascensional:
- -
- una masa concentrada montada dentro de un cuerpo longitudinal del avión, comprendiendo la masa concentrada al menos una función de avión existente y/o sistema montado en un soporte en un área confinada.
- -
- Apoyos que permitan el movimiento relativo entre la masa concentrada y al menos una porción de los medios que generan el empuje ascensional.
- -
- medios de actuación para producir tal movimiento relativo por lo que en uso el centro del empuje ascensional aerodinámico y el centro de gravedad del avión se pueden desplazar uno respecto a otro para efectuar el control de vuelo, y
- -
- caracterizado porque los apoyos están dispuestos para permitir el desplazamiento de la masa concentrada y/o de al menos una porción de los medios que generan el empuje ascensional selectivamente lateral y longitudinalmente respecto al fuselaje del avión, y estando dispuestos además para permitir tal movimiento respecto a la o una línea de empuje del motor respectivo.
En una forma preferida de la invención descrita
más abajo, el sistema de control de vuelo tiene al menos una masa
concentrada montada dentro del fuselaje del avión, y la o cada masa
se puede desplazar respectivamente en dos direcciones
perpendiculares respecto al fuselaje del avión. Por ejemplo, la o
cada masa concentrada puede ser desplazable lateral o
longitudinalmente respectivamente del fuselaje del avión.
Una ventaja de esta realización de la presente
invención es que la masa concentrada se puede desplazar, y está
situada, en su totalidad dentro del fuselaje del avión en uso y por
lo tanto se necesitan superficies de control externas desplazables,
lo que tiene ventajas escondidas.
Además, mediante el uso de apoyos de baja
fricción, para desplazar la masa concentrada se pueden emplear
fuerzas de accionamiento relativamente bajas, en comparación con los
requerimientos de fuerzas en un sistema de control de vuelo
habitual. Como resultado de esto, se prevé que se pueden emplear
medios de accionamiento de baja potencia, lo que abre el camino al
uso de accionadores eléctricos. Los accionadores eléctricos de baja
potencia existentes son generalmente capaces de proporcionar bien
una fuerza elevada o actuar a un grado elevado, pero no ambos, y así
tales accionadores no han sido empleados hasta ahora en sistemas de
control de vuelo. No obstante, la naturaleza y la posición de la
masa concentrada según la presente invención permite que se
utilicen accionadores eléctricos lineales con las ventajas
consiguientes de fácil instalación y mantenimiento, fiabilidad,
eficacia y economía.
En una realización alternativa la o una porción
de los medios generadores del empuje ascensional aerodinámico se
desplaza respecto al fuselaje del avión. Por ejemplo un ala o alas
el avión se puede desplazar respecto al fuselaje.
Tal disposición puede tener la ventaja de
simplicidad sobre una disposición que implica el desplazamiento de
una masa concentrada dentro del interior del fuselaje del avión
dado la estructuración compleja de tal espacio interior que se
necesita para acomodar diversos sistemas de avión, lastres,
combustible, motor, etc.
Se prevé que la masa concentrada pueda comprender
al menos uno de: el sistema de accionamiento del avión, los
depósitos de combustible del avión y los contenedores de
almacenamiento del avión cerrados empaquetados juntos en un espacio
reducido.
Según un aspecto adicional de la invención, está
previsto un método de control de vuelo en un avión que tiene medios
que generan empuje ascensional aerodinámico, que comprenden el
control en uso del empuje ascensional proporcionado por los medios
que generan el empuje ascensional, comprendiendo dicho control de
empuje ascensional:
- -
- proporcionar una masa concentrada montada dentro de un cuerpo longitudinal del avión, comprendiendo al menos la masa concentrada una función de avión existente y/o sistema montado sobre un soporte en un área confinada, y
- -
- efectuar movimientos relativos entre la masa concentrada y al menos una porción de los medios que generan empuje ascensional aerodinámico, con lo que el centro de gravedad y el centro del empuje ascensional aerodinámico del avión se desplazan uno respecto a otro para generar momentos que controlan el empuje ascensional alrededor de dicho centro de gravedad,
- -
- caracterizado porque el desplazamiento relativo comprende el desplazamiento de manera selectiva de la masa concentrada y/o de al menos una porción de los medios que generan el empuje ascensional lateral y longitudinalmente respecto al fuselaje del avión, y además respecto a la línea de empuje del o de un motor respectivo.
Según otro aspecto de la presente invención, el
avión puede emplear además del sistema de control de vuelo
mencionado más arriba, un control del área de ala para fines de
control de vuelo.
Por ejemplo, el avión puede tener un par de alas,
que cada una tiene un área de ala variable.
En una forma preferida de este aspecto de la
invención descrita más abajo, cada ala comprende una primera
porción de ala que está fija respecto al fuselaje del avión, una
segunda porción de ala que se monta en la primera porción de ala
mediante apoyos a fin de poderse extender y retraer en ella, y
medios de accionamiento para extender y retraer la segunda porción
de ala.
Preferiblemente, la segunda porción de ala se
aloja telescópicamente dentro de la primera porción de ala.
Una ventaja de este aspecto de la invención es
que el área de ala se puede ajustar antes y/o durante el vuelo para
controlar el empuje ascensional del avión y para adaptarse a
condiciones de vuelo particulares.
Por ejemplo, se puede emplear una mayor área de
ala para despegar y para hacer tiempo a gran altura, mientras que se
puede emplear un área de ala menor para vuelo a gran velocidad a
baja altura o para volar en condiciones de tiempo turbulento con
objeto de intensificar el control de vuelo.
La invención se describe además, mediante un
ejemplo con relación a los dibujos que se acompañan, en los que:
La Figura 1 es una sección longitudinal en
esquema a lo largo de un avión que tiene un sistema de control de
vuelo según la presente invención;
La Figura 2 es un corte transversal en esquema a
través del avión que ilustra el sistema de control de vuelo;
La Figura 3 es una vista fragmentaria en
perspectiva del avión que muestra los apoyos lineales del sistema de
control de vuelo de la presente invención;
La Figura 4 es una representación matemática en
diagrama del avión en vuelo;
La Figura 5 es un diagrama de bloques del sistema
de control de vuelo de la presente invención;
Las Figuras 6 y 7 son respectivamente una sección
transversal a través del fuselaje del avión que muestra las
porciones de una primera realización del presente sistema de
control de vuelo y una vista en planta correspondiente;
Las Figuras 8 y 9 son respectivamente una sección
longitudinal a lo largo del fuselaje del avión que muestra porciones
adicionales de la primera realización del sistema de control de
vuelo de la presente invención, y una vista en planta
correspondiente;
Las Figuras 10 y 11 son respectivamente una vista
fragmentaria en planta y una vista de sección transversal
correspondiente a lo largo de la flecha A que muestra porciones de
una segunda realización del sistema de control de vuelo de la
presente invención;
La Figura 12 es una vista en planta en esquema de
un avión con un par de alas cada una con un área de ala
variable.
Haciendo referencia inicialmente a las Figuras 1
a 3, éstas muestran un avión 10 que tiene un fuselaje 12 y un ala
única que se extiende recta a través del fuselaje 12 para
proporcionar en ambos lados del fuselaje 12 elementos respectivos de
ala 14. En el presente ejemplo, el avión es un avión no tripulado
accionado por un único motor 16 en la parte trasera que está unido
a un grupo de accionamiento eléctrico mediante una conexión de
alimentación eléctrica mostrada esquemáticamente en la Figura 1.
Según la invención el avión 10 también comprende
un sistema de control de vuelo 20. El sistema de control de vuelo 20
comprende una masa concentrada 22, que se monta dentro del fuselaje
del avión 10. La masa concentrada 22 comprende una o más de las
funciones y/o sistemas de avión existentes, que en el caso presente
se compone de la mayor parte del sistema de accionamiento del
avión, los depósitos de combustible del avión, y cualquier
provisión requerida a bordo, todo montado junto en un espacio
reducido. El sistema de control de vuelo 20 también incluye un par
de apoyos 24, 26 que permiten de manera eficaz el movimiento
relativo entre la masa concentrada 22 y los elementos de ala 14.
Cada uno de los apoyos 24, 26 es un apoyo lineal de baja fricción
que permite el movimiento de la masa 22 y/o los elementos de ala 14
en la dirección lateral y en la dirección longitudinal
respectivamente en relación al fuselaje 12 del avión y por lo tanto
de uno con respecto a otro.
La Figura 3 muestra los dos apoyos 24, 26
esquemáticamente juntos con sus direcciones de movimiento, y
demuestra como, con la ayuda de estos apoyos, la masa concentrada
22 y los elementos de ala 14 se pueden desplazar en uso uno respecto
a otro. Merced al movimiento lateral relativo con la ayuda de los
apoyos 24, el centro de gravedad CG del avión se puede cambiar
lateralmente con respecto al centro de empuje ascensional AC para
crear un momento de giro, y de esta manera se puede controlar el
giro del avión. Merced al movimiento longitudinal relativo con la
ayuda de los apoyos 26, el centro de gravedad CG del avión se puede
desplazar longitudinalmente respecto al centro de empuje
ascensional AC para crear un momento de inclinación y por tanto se
puede controlar la inclinación del avión. De este modo, se puede
emplear tal movimiento relativo para efectuar el control de
vuelo.
La Figura 4 muestra de una forma simplificada una
representación matemática dinámica del sistema de control de vuelo
20. Como se muestra en la Figura 4, el avión 10 se representa como
una viga simple, que está sometida a una perturbación externa Fd
que representa las fuerzas aerodinámicas en el avión en vuelo. La
fuerza de empuje ascensional del ala Fw que actúa en el centro de
empuje ascensional AC se puede representar entonces por la
siguiente ecuación:
(1)Fw = ½ *
\rho*V**2*A*Cl
en la
que:
\rho = densidad el aire
V = velocidad del avión
A = área del ala
Cl = coeficiente de empuje ascensional
La fuerza de empuje ascensional del ala Fw y la
fuerza de perturbación Fd se relacionan por la siguiente
ecuación:
(2)I\alpha'' + D\alpha' =
Fw*\alpha*X1 +
Fd*X2
en la
que
I = inercia de inclinación
D = amortiguación de inclinación
\alpha'' = aceleración de inclinación
\alpha' = grado de inclinación
\alpha = incidencia
X1 = la distancia entre el centro de empuje
ascensional AC del avión y el centro de gravedad del avión CG.
X2 = la distancia entre la posición de la fuerza
de perturbación Fd y el centro de gravedad del avión CG.
De la ecuación anterior (2) resultará evidente
que el control de vuelo de un avión se puede obtener en gran parte
mediante el desplazamiento de uno respecto a otro del centro de
empuje ascensional AC del avión y del centro de gravedad CG del
avión y por lo tanto mediante ajuste de las distancias X1 y/o
X2.
Volviendo a la Figura 5, se muestra un diagrama
de bloque en esquema del bucle de control para el sistema de control
de vuelo 20 para realizar tal desplazamiento.
Como se muestra en la Figura 5 un comando de
control de vuelo aplicado a una unión de entrada 100 se pasa a
través de una disposición de filtrado 102 para efectuar los ajustes
para la prestación dinámica de la totalidad del bucle de control
para obtener un sistema de control estable 20 con las
características dinámicas deseadas. La disposición de filtrado se
lleva a cabo en el ordenador de control de vuelo de a bordo y aquí
se representa como una transformación de La Place de operaciones
Proporcional, Integral, Diferencial (PID) que actúan en la salida
de la unión de adiciones 100.
La señal filtrada se aplica a continuación a una
disposición de accionamiento lineal 104 para desplazar los
elementos de ala de avión 14 y/o la masa concentrada 22 una
respecto a otra. La disposición de accionamiento 104 se representa
en la Figura 5 como una transformación de La Place de las
características dinámicas de los medios de accionamiento actuales
para desplazar los elementos de ala 14 y/o la masa 22:
\frac{1}{1+ \tau
S}.
donde
S = el operador de La Place
\tau = una constante de tiempo
La disposición de accionamiento lineal 104 se
combina con la desmultiplicadora del mecanismo de control 106 para
desplazar cualquier parte que se esté desplazando, a saber los
elementos de ala 14 y/o la masa 22, aquí señalada como 108, para
alterar la distancia X1 entre el centro del empuje ascensional AC y
el centro de gravedad CG. La desmultiplicadora 106 tiene un factor
de aumento que representa la ventaja mecánica del mecanismo de
accionamiento.
Volviendo a hacer referencia a la Figura 4, el
bloque 108 y una serie de los bloques siguientes 110, 112, 114, 116
representan de manera eficaz que sucede cuando una perturbación Fd
crea un momento Fd*X2 en el avión, que cambia la incidencia del
avión. La fuerza Fw del empuje de elevación del ala también cambia
entonces para producir un momento corrector Fd*X1 en el avión. De
esta manera se crea una situación altamente dinámica, en la que las
fuerzas y los momentos sobre el avión son cambiantes mientras que
la distancia X1 también es cambiante debido al desplazamiento de la
pieza 108.
El desplazamiento de la pieza 108 y el momento de
la fuerza de perturbación Fd alrededor del centro de gravedad CG se
representan como que están combinados en una disposición sumante
110 para ajustar el vuelo del avión, como se ha comentado más
arriba, teniendo en cuenta las características dinámicas inerciales
112 y las características aerodinámicas 114. El ángulo de incidencia
\alpha se realimenta directamente en la entrada 100 como una
realimentación negativa para estabilizar el vuelo del avión y,
además, el ángulo de incidencia \alpha se aplica a través de una
disposición de cálculo 116 que representa la fuerza ascensional del
ala Fw como otra entrada para determinar el movimiento de la pieza
108 según el producto Fw*X1.
Volviendo a las Figuras 6 a 9, se ilustran
detalles adicionales de una realización del sistema de control de
vuelo en el que la masa concentrada 22 se desplaza dentro del
fuselaje del avión 12 sobre los apoyos 24, 26. La Figura 6 muestra
como el apoyo longitudinal está montado dentro del fuselaje 12 del
avión para permitir de manera longitudinal el desplazamiento de la
masa 22 del avión 10. El apoyo longitudinal 26 comprende un par de
vías 28 de apoyo lineal dispuestas sobre una plataforma fija (no
mostrada) por debajo de los elementos 14 de ala del avión y
dispuestas para prolongarse longitudinalmente hacia fuera del
fuselaje 12 del avión. Las vías 28 encajan las superficies de apoyo
30 correspondientes sobre una placa de sujeción 32 situada entre las
dos vías 28. Las superficies de apoyo 28, 30 pueden comprender
cojinetes de teflón, cojinetes de rodillos, cojinetes de bolas u
otros medios que proporcionen apoyos lineales de baja fricción.
Por tanto, la placa 32 se desplaza
longitudinalmente hacia fuera del fuselaje 12 del avión sobre los
apoyos lineales de baja fricción 28, 30 y el movimiento de la placa
32 se controla por una pluralidad de medios de accionamiento 34.
Como se muestra en la Figura 7, cada medio de actuación comprende
un accionador eléctrico lineal 36 de empuje directo que tiene un
eje de empuje 38 acoplado directamente a la placa 32.
Suspendidos de la placa 32 y por esa razón
sostenidos en primer lugar están los apoyos laterales 24, y en
segundo lugar la masa concentrada 22. En las Figuras 8 y 9 se
muestran detalles de los apoyos laterales 24.
Como se muestra en estas Figuras, los apoyos
laterales 24 comprenden una vez más un par de superficies de apoyo
lineales 40 provistas esta vez en la placa 32 y dispuestas para
prolongarse lateralmente fuera del fuselaje 12 del avión. Los apoyos
laterales 24 se acoplan mediante un par correspondiente de
superficies de apoyo 42 sobre una placa de apoyo 44. Como antes,
las superficies de apoyo 40, 42 pueden comprender cojinetes de
teflón, cojinetes de rodillos, cojinetes de bolas u otros apoyos
lineales de baja fricción.
Por tanto, la placa 44 está capacitada para
desplazarse lateralmente fuera del fuselaje 12 del avión, y el
desplazamiento de la placa 44 se controla merced una pluralidad de
medios de accionamiento 46. Como se muestra, cada medio de
accionamiento 46 comprende un accionador eléctrico lineal 48 de
empuje directo lineal que tiene un eje de empuje 50 en contacto
directo con la placa 44. La placa de 44 suspende la masa concentrada
22, y por eso el movimiento de ambos, la placa 44 y la masa
concentrada 22 se controla mediante los accionadores eléctricos
manuales 48.
Resultará evidente que se puede obtener el
control preciso de la posición de la masa concentrada 22 respecto
al centro de empuje ascensional AC, y del movimiento de la masa
concentrada 22 en el interior del fuselaje 12 del avión, mediante el
control apropiado de los accionadores eléctricos manuales 36, 48.
De esta manera, se pueden emplear ajustes relativamente pequeños
del centro de gravedad del avión 10 para crear movimientos
relativamente grandes de inclinación y giro, y también velocidades
de aceleración angular considerables para, el avión como un todo.
Por lo tanto se pueden usar fuerzas de control relativamente bajas
para obtener las características de control de vuelo
necesarias.
Por consiguiente, se prevé que las fuerzas de
control necesarias estarán probablemente dentro de las capacidades
de los accionadores lineales existentes. Consecuentemente se pueden
eliminar las reductoras y bombas voluminosas que se encontraban en
accionadores hidráulicos habituales pudiéndose esperar un aumento
en la fiabilidad total del vehículo. Tales accionadores tienen
también tienen ventajas importantes en términos de capacidad de
mantenimiento y ciclo de vida útil.
Volviendo ahora a las Figuras 10 y 11, se muestra
una segunda realización del sistema de control de vuelo, en el que
los elementos de ala se desplazan en el fuselaje del avión sobre
los apoyos 24', 26'. La Figura 10 es una vista en planta del
mecanismo de accionamiento, mostrado como el bloque 106 en la Figura
5, dispuesto entre una espiga 122 conectada a los elementos de ala
14, y porciones 124 del fuselaje del avión 12. La Figura 11 muestra
como se sujetan los elementos de ala 14 en el fuselaje 12 del avión
mediante los apoyos 24' y 26', y demuestra la conexión de la espiga
de accionamiento 122 con el mecanismo de accionamiento 106.
Haciendo referencia en primer lugar a la Figura
11, se verá que el apoyo longitudinal 26' permite el movimiento
longitudinal de los elementos de ala 14 respecto a la placa 126
sujeta por el fuselaje 12 del avión. La placa 126 se sujeta en el
fuselaje del avión mediante los apoyos laterales 24' y por lo tanto
se puede desplazar lateralmente hacia fuera del fuselaje 12 del
avión. Los apoyos 24', 26' pueden comprender cojinetes de teflón,
cojinetes de rodillos, cojinetes de bolas u otros medios que
proporcionen apoyos lineales de baja fricción. Como resultado de
esta disposición, los elementos de ala 14 se pueden desplazar
lateral y longitudinalmente respecto al fuselaje 12 del avión.
Este movimiento de los elementos de ala 14 se
controla mediante un vástago de control 128 conectado a la espiga
122 de accionamiento del ala. La espiga 122 está conectada de
manera pivotante a una primera barra de accionamiento 130, que a su
vez está conectada de manera pivotante a una segunda barra de
accionamiento 132 sujeta por una conexión de pivote 134 a una de
las porciones estructurales del fuselaje 12. Los medios de
accionamiento 136 conectados de manera pivotante entre otra porción
124 del fuselaje 12 del avión y un extremo alejado 139 de la
segunda barra de accionamiento 132 sirven para controlar el
movimiento de la espiga de accionamiento 122 en la dirección
longitudinal del avión. Los medios de accionamiento 136 comprenden
un accionador eléctrico lineal de empuje directo que tiene un eje
de empuje 140 conectado de manera pivotante a la barra de
accionamiento 132.
La segunda barra de accionamiento tiene una 132
tiene una prolongación 142, y entre un extremo libre 146 de la
prolongación 142 y un extremo libre de 148 de la primera barra de
accionamiento 130 medios se montan de manera pivotante medios de
accionamiento 144. Los medios de accionamiento 144 comprenden un
accionador eléctrico lineal 150 de empuje directo que tiene un eje
de empuje 152. Como se puede ver, el funcionamiento del
accionamiento eléctrico lineal 150 tiene el efecto de hacer pivotar
la primera barra de accionamiento 130 respecto a la segunda barra de
accionamiento 132 y de desplazar lateralmente la espiga 122 de
accionamiento por el fuselaje 12 del avión.
La segunda realización de la invención mostrada
en las Figuras 10 y 11 tiene la ventaja que los apoyos 24' y 26' son
externos al cuerpo principal 12 del avión y el mecanismo de
accionamiento 106 se puede situar dentro del fuselaje 12 de manera
inmediata bajo los elementos de ala 14. Como resultado de esto, el
mecanismo de accionamiento 106 apenas interfiere con el diseño del
espacio interior del fuselaje 12, y con la disposición de los
varios sistemas de avión, almacenes y suministros de
combustible.
Volviendo ahora a la Figura 12, se muestra un
aspecto adicional del sistema de control de vuelo de la presente
invención. En este aspecto, un avión 60 con un fuselaje 62 y un par
de alas 64 está provisto con una disposición 66 para variar el área
de ala de cada ala 64. El lado derecho de la Figura 12 muestra una
de las alas 64 con un área de ala máxima, mientras que el lado
izquierdo de la Figura 12 muestra la otra de las alas 64 con un
área de ala mínima.
Con objeto de variaciones de área de ala cada ala
64 comprende una primera porción 68 que se fija rígidamente y/o se
hace enteriza con el fuselaje 62 del avión 60. Una segunda porción
70 de ala se aloja de manera telescópica dentro de la primera
porción 68 de ala para desplazarse entre una posición totalmente
retraída (mostrada en el lado izquierdo de la Figura 8) y una
posición totalmente extendida (mostrada en el lado derecho de la
Figura 8). En la práctica, la segunda porción 70 de ala se puede
desplazar también hasta cualquier posición entre la posición
totalmente retraída y la posición totalmente extendida.
En virtud del hecho de que la segunda porción de
ala se monta sobre apoyos lineales 72 de baja fricción dentro de la
primera porción de la 69 es posible el movimiento de relativo de la
segunda porción 70 de ala y de la primera sección de ala 68. Estos
apoyos lineales de baja fricción pueden ser cojinetes de teflón,
cojinetes de rodillos, cojinetes de bolas o cualquier otro cojinete
de baja fricción.
Además, con cada ala 64 se asocia un par de
medios de accionamiento 74 para efectuar la extensión y la
retracción de la segunda porción 70 de ala respecto a la primera
porción 68 de ala. Cada medio de accionamiento 74 comprende un
accionador eléctrico lineal 76 de empuje directo que tiene un eje
de empuje 78. Uno de los accionadores 76 y el eje de empuje 78 se
sujetan bien en el fuselaje 62 del avión o en la primera porción 68
de ala rígida y el otro de los accionadores 76 y el eje de empuje
78 se sujetan en la segunda porción 70 de ala, desplazable. Debido
a que la primera porción 64 de ala sostiene la segunda porción 70
de ala mediante apoyos de baja fricción, la extensión y la
retracción de la segunda porción 70 de ala se puede lograr
fácilmente haciendo funcionar los medios de accionamiento 74.
Una ventaja importante de la disposición mostrada
en la Figura 12 es que el área de ala del avión se puede ajustar
para adaptar las condiciones de vuelo actuales. Por ejemplo, la
segunda porción 70 de ala se puede extender completamente para
proporcionar un área de ala máxima durante el despegue y esperas a
gran altitud. Para vuelos a alta velocidad a baja altitud y en
condiciones turbulentas, la segunda porción 70 de ala se puede
retraer totalmente para proporcionar un área de ala mínima para
aumentar el control de vuelo.
La variación del área de ala proporciona un
control directo del empuje ascensional del avión y ofrece la
posibilidad de hacer funcionar el avión de manera consecuente con
la máxima relación empuje ascensional/arrastre con objeto de obtener
el máximo rendimiento de combustible. Así, puede ser posible
aumentar el radio de acción del avión y/o aumentar la carga máxima
del avión. Combinando la característica de desplazar el centro de
gravedad CG del avión respecto al centro de empuje ascensional AC,
como se describe respecto a las Figuras 1 a 11 y la característica
de variar el área de ala como se describe respecto a la Figura 12,
puede ser posible un grado muy elevado de control incluso a
velocidades de aire excepcionalmente bajas.
El sistema de control de vuelo descrito ofrece
muchas ventajas, de las que la menos importante no es la reducción
requerida en las fuerzas de control del avión, y por lo tanto en
las demandas de energía en la generación eléctrica y en el sistema
de suministro, debido al hecho de que la potencia requerida para el
control de vuelo se transmite desde el motor a través del fuselaje
y el conjunto de apoyos de baja fricción.
En las dos realizaciones de la invención primera
y segunda, mostradas respectivamente en las Figuras 6 a 9 y, en las
Figuras 10 y 11, el sistema de control de vuelo estabiliza el avión
controlando la relación de su centro de gravedad CG respecto a su
centro aerodinámico o centro de empuje ascensional AC. Por
consiguiente el sistema de control de vuelo compensa de manera
inherente las variaciones en la masa del avión debido a cambios en
los estados de las bodegas de carga y de combustible, sin que el
sistema necesite recibir información directa respecto a los estados
de las bodegas y combustible.
Dentro del alcance de la invención son posibles
varias modificaciones. Por ejemplo, aunque las realizaciones
descritas prevén utilizar solo una única masa concentrada 22, esta
se puede sustituir por varias de tales masas situadas en diferentes
posiciones dentro del fuselaje 12 del avión. Tales masas se pueden
disponer para desplazarse independientemente sobre apoyos
respectivos con respecto a los elementos de ala 14.
Del mismo modo, aunque en las realizaciones
descritas con referencia a las Figuras 6 a 9 la masa concentrada 22
es desplazable respecto al centro de empuje ascensional AC del
avión, también podría ser desplazable respecto a la dirección de
empuje del motor 16, o de un motor respectivo si hay más de
uno.
El desplazamiento del centro de gravedad del
avión CG respecto al centro de empuje ascensional del avión AC
permite el control y la inclinación y el giro, mientras de manera
similar el desplazamiento de la u otra masa concentrada respecto a
la línea de empuje del motor permite el control de derrape y giro
(oscilación longitudinal)
Claims (10)
1. Un avión con un sistema de control de vuelo
(20) que comprende medios (14) que generan un empuje ascensional
aerodinámico, y medios para controlar en uso el empuje ascensional
proporcionado por los medios generadores de empuje ascensional,
comprendiendo los medios de control de empuje ascensional:
- -
- una masa concentrada (22) montada dentro de un cuerpo longitudinal (12) del avión, comprendiendo la masa concentrada al menos una función y/o sistema de avión existente, montados en un soporte (44) en un área confinada,
- -
- apoyos (24, 26; 24', 26') que permiten el desplazamiento relativo entre la masa concentrada y al menos una porción de los medios que generan el empuje ascensional,
- -
- medios de accionamiento (34, 46; 136, 144) para producir tal movimiento relativo, con lo que en uso el centro del empuje ascensional aerodinámico y el centro de gravedad del avión se pueden desplazar uno respecto a otro, para efectuar el control de vuelo, y
- -
- caracterizado por que los apoyos están dispuestos para permitir desplazamiento de la masa concentrada y/o de al menos una porción de los medios que generan el empuje ascensional de manera selectiva lateral y longitudinalmente respecto al fuselaje del avión, y estando dispuestos además para permitir tal movimiento respecto a la o una línea de empuje del motor respectivo (16).
2. Un avión según la reivindicación 1, en el que
los apoyos comprenden apoyos lineales.
3. Un avión según cualquier reivindicación
precedente, en el que al menos una porción de los medios que
generan el empuje ascensional se desplazan respecto al fuselaje del
avión.
4. Un avión según cualquier reivindicación
precedente, en el que la masa concentrada comprende al menos un
sistema de accionamiento del avión, los depósitos de combustible
del avión y los recipientes de almacenamiento del avión.
5. Un avión según cualquier reivindicación
precedente, en el que la masa concentrada incluye más de un
elemento de masa, y en el que los apoyos permiten movimientos
relativos independientes entre cada elemento de masa y al menos una
porción de los medios que generan el empuje ascensional.
6. Un avión según cualquier reivindicación
precedente, en el que los medios de accionamiento comprende
accionamientos eléctricos lineales.
7. Un avión según cualquier reivindicación
precedente, en el que los medios que generan el empuje ascensional
aerodinámico comprenden un par de alas (64) cada una de las cuales
tiene un área de ala variable.
8. Un avión según la reivindicación 7, en el que
cada ala comprende una primera porción de ala (68) que es fija
respecto al fuselaje del avión, una segunda porción de ala (70) que
se monta a la primera porción de ala merced a apoyos (72) a fin de
extenderse y retraerse respecto a ella, y medios de accionamiento
(74) para extender y retraer la segunda porción de ala.
9. Un método de control de vuelo en un avión con
medios (14) que generan un empuje ascensional hidrodinámico, que
comprende el control en uso del empuje ascensional proporcionado
por los medios que generan el empuje ascensional, comprendiendo
dicho control de empuje ascensional:
- -
- proporcionar una masa concentrada (22) montada dentro de un cuerpo longitudinal del avión, comprendiendo la masa concentrada al menos una función y/o sistema de avión existente, montada en un soporte (44) en un área confinada, y
- -
- efectuar un desplazamiento relativo entre la masa concentrada y al menos una porción de los medios que generan el empuje ascensional aerodinámico, con lo que el centro de gravedad y el centro del empuje ascensional aerodinámico del avión se desplazan uno respecto al otro para generar momentos que controlan el movimiento ascensional alrededor de dicho centro de gravedad,
- -
- caracterizado porque el desplazamiento relativo comprende el desplazamiento de manera selectiva de la masa concentrada y/o de al menos una porción de los medios que generan el empuje ascensional lateral y longitudinalmente respecto al fuselaje del avión, y además respecto a la línea de empuje del o de un motor respectivo (18).
10. Un método según la reivindicación 9, en el
que los medios que generan el empuje ascensional aerodinámico
comprenden un par de alas (64), y además comprenden la variación
del área del ala para controlar el empuje ascensional.
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