ES2270148T3 - Dirigible de doble casco controlado por vectorizacion de empuje. - Google Patents
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Abstract
Aeronave de gran maniobrabilidad y sustentación aerostática, que comprende una estructura provista de al menos dos elementos en forma de husillo no rígidos adosados (11), unidos por al menos un elemento de unión (12), estando dicha aeronave provista además de un sistema de control del movimiento y de la altitud con un conjunto de varios motores, de los cuales al menos uno es ajustable mediante rotación alrededor de un eje perpendicular al eje de rotación de dicho motor, impulsando cada uno una hélice (13) con paso fijo o variable, caracterizada porque dichos motores son motores eléctricos, porque al menos una de las hélices (13) está montada sobre un brazo vertical (14) que se extiende desde el elemento de unión (12) y dispuesta a una distancia del centro de gravedad del cuerpo completo, y porque dicho sistema de control de la altitud y movimiento es exclusivamente del tipo propulsivo.
Description
Dirigible de doble casco controlado por
vectorización de empuje.
La presente invención se refiere a una aeronave
muy maniobrable con sustentación aerostática.
Más en particular, la invención se refiere a una
aeronave dirigible con características de excelente maniobrabilidad
y baja sensibilidad al viento lateral, controlada exclusivamente por
medio de hélices de vectorización de empuje.
Numerosas actividades que se realizan, o se
pueden realizar, por una aeronave en la atmósfera o con satélites
para aplicaciones comerciales o militares, tales como patrullar un
territorio, análisis de la atmósfera, cosechas, suelo y subsuelo,
análisis de masas de agua a diferentes profundidades así como de la
flora y fauna, soporte para comunicaciones, infomovilidad, defensa
civil y policía implican límites estrictos e inconvenientes
considerables.
Estos límites se deben principalmente a la alta
velocidad requerida por la aeronave de alas fijas para producir la
sustentación requerida o a la perturbación del flujo de aire
generado por las palas rotativas de la aeronave de alas giratorias,
a la distancia excesiva normalmente existente entre la aeronave y el
objetivo así como al impacto ecológico, en términos de escapes y
ruido.
Otros inconvenientes se derivan de la necesidad
creciente de requisitos de seguridad para personas a bordo y
terceras partes y los costes de la aeronave tradicional, que
aumentan constantemente.
Por otro lado, las aeronaves dirigibles no son
todavía ampliamente utilizadas debido a los límites inherentes en
las soluciones actualmente disponibles, que retroceden a las
desarrolladas antes y después de la Segunda Guerra Mundial;
consistiendo principalmente dichos límites en las grandes
dimensiones y baja controlabilidad de la aeronave, los equipos y la
asistencia que se necesita en tierra, la gran sensibilidad a las
condiciones meteorológicas y la gestión de la aeronave, en
comparación con la de una aeronave de alas fijas.
Asimismo, casi todas las aeronaves dirigibles
actualmente utilizadas tienen la forma de casco clásica con tres o
cuatro planos altos para control direccional y compensación, la
góndola para alojamiento de la carga útil central por debajo del
casco y los motores impulsores de hélices instalados según las
diferentes clases de soluciones (en los costados de la góndola, en
la zona de popa, en la parte posterior extrema del casco,
etc.).
Existen ejemplos de aeronaves dirigibles con
forma de catamarán, pero los cascos gemelos están cubiertos en un
solo revestimiento exterior o con formas aplastadas mantenidas
mediante diafragmas internos. Estas aeronaves dirigibles suelen
utilizar la rotación del eje de empuje para proporcionar a la
aeronave una componente de empuje vertical compatible con la
flotabilidad. En último lugar, disponen de un sistema de mando y
control estándar, con acción directa del piloto sobre el empuje del
motor y sobre las desviaciones de superficies aerodinámicas.
El documento EP 0 583 666 da a conocer una
aeronave dirigible según el preámbulo de la reivindicación 1, que
presenta superficies estabilizadoras aerodinámicas verticales fijas
y timones de altura móviles. El documento US nº 5.240.206 da a
conocer una aeronave dirigible con dos hélices de empuje montadas,
de forma pivotante, sobre brazos que se extienden horizontalmente
en la parte frontal de la aeronave así como superficies
estabilizadoras aerodinámicas verticales y horizontales fijas en la
parte posterior de la aeronave.
Actualmente, casi todas las aeronaves dirigibles
son no rígidas (es decir, sin ninguna estructura de soporte o con
el requisito de forma asegurado simplemente mediante una ligera
sobrepresión de gas), pero existen también ejemplos de aeronaves
dirigibles semirrígidas, es decir, con una quilla longitudinal que
sostiene la góndola y contribuye a mantener la forma, mientras que
las aeronaves dirigibles rígidas, es decir, con una estructura de
conformación interna, son ahora prácticamente inexistentes. En
condiciones normales, las aeronaves dirigibles en explotación se
utilizan principalmente para publicidad, fines científicos y para
transporte de pasajeros.
En el mercado actual, las aeronaves dirigibles
de control remoto representan el vehículo más interesante para
misiones de exploración y vigilancia a baja velocidad y pequeña
altitud y han sido ya utilizadas, de forma contrastada, como
cámaras y plataformas de TV así como tareas científicas
especializadas.
Por supuesto, su sustentación aerostática les
hace útiles para aplicaciones sin ruido, no obstructivas, ecológicas
y útiles para el medio ambiente, tales como estudios oceanográficos
y de agricultura, control del tráfico, investigación ecológica y
climática, inspección de lugares ecológicos deteriorados así como
estudios de variabilidad a largo plazo.
Actualmente, las aeronaves dirigibles pueden
funcionar como una aeronave de alas giratorias pero se benefician
de la ausencia de rotores, lo que suele implicar altos costes de
diseño estructural y fuertes vibraciones de la carga útil (equipos
de vigilancia y cámaras).
El aspecto más crucial de la manipulación de la
aeronave dirigible convencional es su escasa capacidad de funcionar
en condiciones ambientales adversas.
Esto se debe a las características del sistema
de mando primario, que se suele adoptar para una aeronave dirigible
convencional junto con el bajo peso y el gran tamaño del cuerpo
completo.
En realidad, las superficies aerodinámicas son
poco eficientes puesto que suelen estar cubiertas por la corriente
separada de los cascos y además, en velocidades bajas a moderadas,
las desviaciones de las superficies aerodinámicas deben ser muy
grandes, llegando a ser muy próximas a las condiciones de desplome
incluso para maniobras estándar y rachas de viento ligeras.
Dentro de este contexto, las principales
innovaciones de la invención son la mejora de la maniobrabilidad,
el ensanchamiento de la envolvente de vuelo de la aeronave dirigible
convencional y la posibilidad de vuelo estacionario en condiciones
atmosféricas normales y adversas (tales como severas condiciones del
viento) con cualquier rumbo, es decir, con el eje longitudinal en
cualquier dirección con respecto al viento.
Además, la presente invención está diseñada
principalmente para tener un impacto ecológico limitado, en términos
de escapes y ruido, con un coste relativamente limitado con
respecto a las soluciones conocidas, según se indica en la
reivindicación 1.
En una forma de realización preferida, la
aeronave dirigible de la presente invención presenta una
arquitectura de casco doble con un plano central que aloja la
estructura y las hélices; la sustentación se proporciona por un
sistema híbrido que consiste en gas helio para la sustentación
aerostática y un sistema de hélices de eje vertical que proporciona
el empuje vertical para maniobras de ascenso y descenso.
En el vuelo hacia delante, la flotabilidad está
también reforzada por la sustentación aerodinámica del cuerpo
completo.
Esta aeronave tiene una amplia gama de posibles
campos de aplicación, además de las aplicaciones tradicionales de
publicidad y transporte. En primer lugar, dada su considerable
capacidad de maniobra y control, es posible funcionar en áreas
limitadas o en casos en los que es necesario mantener una posición
determinada o seguir una ruta precisa, incluso en condiciones
atmosféricas adversas. En segundo lugar, las dimensiones totales
limitadas de esta aeronave dirigible le hacen particularmente
adecuada para actividades tales como la vigilancia de zonas
particulares o el registro de condiciones atmosféricas y datos
orográficos de algunas áreas que actualmente se realizan
principalmente con aeronaves estándar, tales como aeronaves de alas
fijas ultraligeras y normales, helicópteros o satélites. En
resumen, las principales ventajas de esta aeronave son las
siguientes:
- -
- bajo nivel de ruido y bajo impacto desde el punto de vista ecológico, debido a la emisión de escape reducida (o casi nula) a la atmósfera y la interferencia reducida con el medio ambiente circundante;
- -
- flujo de aire descendente muy pequeño o nulo, puesto que esta aeronave no utiliza rotores para sostenerse;
- -
- bajo consumo de energía, gracias al alto rendimiento de los motores eléctricos y la capacidad de las hélices para funcionar con el más alto rendimiento, gracias a la variabilidad del paso;
- -
- posibilidad de vuelo estacionario a bajo coste (casi nulo con aire en calma) con respecto a otros medios similares tales como aeronaves de alas giratorias, por ejemplo;
- -
- posibilidad de funcionar a cualquier velocidad, incluso muy baja (entre cero y la velocidad operativa máxima);
- -
- posibilidad de volar muy cerca del objetivo.
Otras características y ventajas de esta
aeronave muy maniobrable con sustentación aerostática, objeto de la
presente invención, se pondrán más claramente de manifiesto a partir
de la siguiente descripción, que se refiere a una forma de
realización preferida e ilustrativa pero no limitativa, de la
invención y de los dibujos adjuntos, en los que:
- la Figura 1 es una vista en perspectiva de la
aeronave de alta maniobrabilidad con sustentación aerostática,
según la presente invención;
- la Figura 2 es una vista lateral de la
aeronave de alta maniobrabilidad según se representa en la Figura
1;
- la Figura 3 es una vista en planta aérea de la
aeronave representada en la Figura 1, según la invención;
- la Figura 4 es una vista frontal de la
aeronave representada en la Figura 1, según la invención;
- la Figura 5 ilustra detalles técnicos
adicionales del sistema de globo compensador ("ballonet") de
la aeronave de alta maniobrabilidad con sustentación aerostática
según la presente invención;
- las Figuras 6A y 6B son dos vistas
esquemáticas del dispositivo de aterrizaje de la aeronave, según la
presente invención.
Haciendo referencia a las figuras antes citadas,
la aeronave con sustentación aerostática, según la invención,
consiste en una aeronave dirigible no rígida, generalmente designada
por la referencia numérica 10, que puede ser pilotada o
radiocontrolada.
En formas de realización de la invención
preferidas, pero no limitativas, la aeronave dirigible 10 es
sustentada por gas helio y consiste en dos elementos en forma de
husillo adosados 11, unidos por una estructura de conexión 12, que
define la forma característica de catamarán.
Para poder contribuir a la reducción del peso
total de la estructura global, la rigidez necesaria del elemento 12
se puede obtener también mediante el uso de elementos estructurales
presurizados, adecuadamente montados dentro de la estructura de
conexión 12 entre los dos elementos en forma de husillo 11.
La aeronave 10 carece de superficies de control
de desviaciones puesto que el sistema de control consiste en un
conjunto de varios motores eléctricos ajustables, alimentados por un
sistema generador a bordo, impulsando cada uno de ellos una hélice
13.
A este respecto, se consideran varias fuentes
posibles de energía eléctrica para los motores, comprendiendo
baterías recargables simples (por ejemplo, de litio, NiCd o NiMH),
generadores auxiliares (motores alternativos o turbina) instalados
a bordo de la aeronave dirigible 10, pilas de combustible o pilas
solares.
Según se ilustra en la Figura 1, la aeronave
dirigible descrita en la presente memoria descriptiva no utiliza
superficies de control aerodinámico deflectoras, sino que el sistema
de mando primario consiste en las hélices citadas anteriormente 13,
adecuadamente instaladas para obtener un sistema de fuerzas y de
momentos, adecuado para controlar y maniobrar la aeronave dirigible
en cabeceo, balanceo y guiñada.
Dos de estas hélices 13 han sido ya citadas como
las hélices de eje vertical utilizadas para proporcionar un eje
vertical, pero contribuyen también, mediante velocidad rotacional a
proa y a popa diferencial, al cabeceo.
Las otras hélices 13 están montadas en brazos
verticales, dispuestos a una distancia adecuada desde el centro de
gravedad del cuerpo completo; la rotación de los ejes de las hélices
en el plano horizontal, junto con la variación de la velocidad
rotacional de las hélices, debe permitir variar la dirección y el
valor absoluto de cada hélice de empuje 13. De esta forma, la
aeronave 10 se puede maniobrar en cabeceo, balanceo y guiñada.
Debido a la inestabilidad intrínseca del casco,
se ha diseñado un sistema de aumento de la estabilidad para
conseguir las características dinámicas deseadas; además, la
aeronave dirigible 10 está provista de un conjunto de sistemas de
control con capacidades de piloto automático, para mantener las
condiciones de vuelo estacionario y seguir rutas de vuelo
específicas.
El sistema de control es del tipo de "vuelo
por cables" (controlado por señales eléctricas) y completamente
automático según el cual, tanto en la versión con el piloto a bordo
como en la versión radiocontrolada, la aeronave 10 es pilotada por
una arquitectura de mando de tipo helicóptero clásica, con una
palanca de mando de admisión de gases, una palanca de mando y un
dispositivo de control de grupo.
Este sistema de control automático transmite a
los motores las órdenes adecuadas para obtener la maniobra
requerida, al igual que en el caso de vuelo estacionario, que
transmite las órdenes adecuadas para mantener la posición
requerida.
Por último, el sistema de control automático se
puede diseñar con técnicas neurales - lógica difusa innovadoras.
El controlador automático de aterrizaje y
despegue, tal como los utilizados para procedimientos de navegación
y de emergencia, se puede realizar perfectamente con un controlador
clásico, pero el empleo de redes neurales es uno de los
procedimientos (actualmente quizás el más avanzado) para obtener
también un nivel de robustez y tolerancia a fallos considerable, lo
que es la razón para el uso propuesto de redes neurales.
Según las formas de realización de la presente
invención ilustrativas y preferentes, pero no limitativas, la
aeronave dirigible 10 puede asumir al menos dos posibles
configuraciones diferentes.
En un primer caso, en la configuración con cinco
o seis motores, cuatro de ellos se utilizan para vuelo hacia
delante y el control de la compensación longitudinal, direccional y
lateral, mientras que el quinto motor (y el sexto, en algunos
casos) proporciona los medios de ascenso y descenso rápidos. En
particular, los cuatro primeros motores, con plano de hélices
vertical 13, están provistos de brazos asimétricos 14 que pueden
presentar un eje vertical giratorio y están dispuestos en puestos
frontal y posterior.
La posibilidad de variar la intensidad del
empuje y la dirección de cada motor permite el mantenimiento de las
condiciones de vuelo y de la altitud.
El quinto y el sexto motores, que presentan un
disco de hélice horizontal con empuje invertible, están montados en
una posición central entre los dos elementos en forma de husillo 11,
en la configuración de seis motores, pudiendo el empuje diferencial
de los motores horizontales contribuir eficazmente al control del
cabeceo.
Una segunda configuración posible de la aeronave
dirigible 10 proporciona la instalación de cuatro motores, dos de
los cuales se utilizan para el vuelo hacia delante y control
direccional y los otros dos para el ascenso y descenso rápidos y el
control de la altitud longitudinal.
Los dos primeros motores, con disco de hélice 13
en un plano vertical, están provistos de una barra transversal
horizontal en los lados de la góndola y su empuje diferencial
permite el control direccional de la aeronave, mientras que los
otros dos motores, que presentan un disco de hélice horizontal con
dirección de empuje invertible, están montados en una posición
central entre los dos elementos en forma de husillo 11, a proa y a
popa con respecto al centro de gravedad de la aeronave.
La primera configuración descrita permite el
control de la altitud con cualquier rumbo, también en el vuelo
estacionario y en presencia de viento, explotando la posibilidad de
ajustar y variar adecuadamente el empuje de los cuatro motores;
mientras que con la segunda configuración, el vuelo estacionario es
posible solamente con el viento de proa, mientras que el control
lateral se deja a la estabilidad intrínseca de la aeronave, que
deriva con respecto a la posición del centro de gravedad por debajo
del centro de volumen del gas sustentador.
Con especial referencia a la Figura 5, que es
una representación detallada de la vista ilustrada en la Figura 3,
la aeronave dirigible 10 estará provista de dos sistemas de globos
compensadores 15, uno para cada casco 11, para gestionar las
variaciones de la altitud en un margen predeterminado sin ninguna
pérdida de gas helio.
Los globos compensadores 15 son gestionados
mediante un sistema neumático ad-hoc que
consiste en tubos y válvulas, que están en comunicación con los
volúmenes de gas de los cascos 11; en particular, los globos
compensadores 15 se comunican a través de un conducto 16 que
finaliza exactamente en el plano transversal donde está ubicado el
centro de volumen C.V. El conducto 16 está provisto de dos válvulas
controladas de simple efecto 17, mientras que los cascos 11 se
comunican por medio de un conducto 18, provisto de una válvula
controlada de simple efecto 19 (cerrada cuando el ángulo del banco
no es nulo) y una válvula de admisión de helio de simple efecto 20,
acoplada con una pequeña abertura para el hinchamiento del casco
11.
La entrada del conducto 16 consiste en una
admisión dinámica 23, que actúa también como la pequeña abertura
para hinchar los globos condensadores. Al comienzo del conducto 16
está provista una válvula unidireccional 21 ajustada para impedir
la fuga de aire desde los globos compensadores 15 y un compresor 22
utilizado para mantener la presión de los globos compensadores
15.
En el extremo del conducto 16 existe también una
salida de admisión de globos compensadores, exactamente establecida
en la sección de casco C.V. y en la parte central de los globos
compensadores 15.
La presión diferencial es evidentemente igual
para los cascos 11 y los globos compensadores 15, puesto que las
envolventes de los globos compensadores 15 no son rígidas.
Sin embargo, la presión diferencial en la
apertura de las válvulas de seguridad de los cascos 25 se hace mayor
que la de las válvulas de los globos compensadores 26.
Estas válvulas se abren solamente cuando la
aeronave dirigible 10 alcanza la altura de presión, es decir, la
altitud a la que el gas está completamente expandido en los cascos
11.
En términos estrictos, la altura medida sobre la
presión es también la altitud operativa máxima que se puede
alcanzar sin ninguna pérdida de gas helio (que, incidentalmente,
llevaría también a una pérdida de flotabilidad).
Durante el ascenso, al principio se libera el
aire desde los globos compensadores 15 y luego, si la altitud
aumenta todavía más, se libera también el gas helio desde los cascos
11. Durante el descenso, se hinchan los globos compensadores 15
utilizando la admisión dinámica 23 y el compresor 22. Además, las
válvulas de los cascos 25 se emplean como un dispositivo de
seguridad, en caso de que se produzca un fallo y la aeronave
dirigible 10 debe llevarse rápidamente a tierra.
Durante la fase de ascenso, los globos
compensadores 15 se desinflan progresivamente, a través de las
válvulas de 29 a 26; evidentemente, la sobrepresión interna crece
ligeramente, pero se mantiene en un margen bastante limitado.
Durante la fase de descenso, los globos
compensadores 15 se hinchan progresivamente desde el sector central
a los sectores exteriores. De esta forma, los centros de volumen del
gas y del aire se mantienen aproximadamente en una posición
longitudinal fija y coincidente con el punto de aplicación de
flotabilidad más alto que el centro de gravedad (conveniente para
la estabilidad lateral de la aeronave 10).
Además, esta aeronave dirigible se caracteriza
por la presencia de un par de dispositivos de aterrizaje retráctiles
(Figuras 6A y 6B) formados por varillas adecuadamente unidas por
tornillos deslizantes, que están casi adheridos a las envolventes
durante el vuelo, mientras que se desplazan hacia fuera para el
aterrizaje. La principal propiedad de este dispositivo de
aterrizaje es que la acción de suspensión se realiza directamente
por el gas helio dentro de las envolventes.
A partir de la descripción proporcionada,
resultan evidentes las características de la aeronave dirigible de
gran maniobrabilidad, con sustentación aerostática, objeto de la
presente invención y análogamente, también sus ventajas.
En particular, dichas ventajas están
representadas por:
- -
- la capacidad para mantener el vuelo estacionario con cualquier rumbo, independientemente de la dirección del viento;
- -
- el control completo de la altitud por medio de los motores regulables, sin necesidad del uso de las superficies de control aerodinámicas desviadoras;
- -
- la excelente seguridad de la aeronave dirigible, debido al uso de los motores eléctricos;
- -
- la reducción de la sensibilidad al viento lateral, debido a la forma de catamarán (existen ejemplos de aeronave dirigibles de formas especiales, pero ninguno de ellos puede mantener el vuelo estacionario con cualquier rumbo con independencia del motor);
- -
- el control vertical con ascenso y descenso rápidos con motores independientes de los utilizados para la impulsión horizontal;
- -
- la posibilidad de controlar la estabilidad lateral diferenciando el empuje aerostático entre los dos cascos debido a la unión entre los globos compensadores y los volúmenes de gas de los dos cascos;
- -
- la robustez de la estructura que une los dos cascos y que puede consistir en elementos tubulares en material compuesto y proporciona alojamiento y soporte para la carga útil;
- -
- el peso estructural limitado; y
- -
- la gran reducción del equipo de soporte y personal durante el aterrizaje y despegue.
Por último, resulta evidente que se pueden
realizar numerosas variantes en la aeronave dirigible con
sustentación aerostática en cuestión, sin apartarse por ello de los
principios de novedad inherentes a la idea inventiva, y que, en la
forma de realización práctica de la invención, los detalles
ilustrados pueden ser de cualesquiera materiales, formas y
dimensiones según los requisitos y los mismos se pueden sustituir
por otros equivalentes técnicos.
Claims (12)
1. Aeronave de gran maniobrabilidad y
sustentación aerostática, que comprende una estructura provista de
al menos dos elementos en forma de husillo no rígidos adosados (11),
unidos por al menos un elemento de unión (12), estando dicha
aeronave provista además de un sistema de control del movimiento y
de la altitud con un conjunto de varios motores, de los cuales al
menos uno es ajustable mediante rotación alrededor de un eje
perpendicular al eje de rotación de dicho motor, impulsando cada uno
una hélice (13) con paso fijo o variable, caracterizada
porque dichos motores son motores eléctricos, porque al menos una de
las hélices (13) está montada sobre un brazo vertical (14) que se
extiende desde el elemento de unión (12) y dispuesta a una
distancia del centro de gravedad del cuerpo completo, y porque dicho
sistema de control de la altitud y movimiento es exclusivamente del
tipo propulsivo.
2. Aeronave con sustentación aerostática según
la reivindicación 1, caracterizada porque consiste en una
aeronave dirigible (10), que puede ser pilotada o radiocontrolada,
sin superficies de control aerodinámicas deflectantes y con
sustentación por gas helio.
3. Aeronave con sustentación aerostática según
la reivindicación 1, caracterizada porque comprende
elementos estructurales presurizados adecuadamente ensamblados
dentro de dicho elemento de unión (12) entre los dos elementos en
forma de husillo (11).
4. Aeronave con sustentación aerostática según
la reivindicación 1, caracterizada porque dicho sistema de
control es del tipo de vuelo por cables y completamente automático,
según el cual el pilotaje se realiza por medio de controles de tipo
helicóptero con una palanca de admisión de gases, una palanca de
mando y un control de grupo, siendo dicho sistema de control
automático adecuado para transmitir las órdenes adecuadas a los
motores con el fin de realizar las maniobras requeridas.
5. Aeronave con sustentación aerostática según
la reivindicación 2, caracterizada porque dicha aeronave
dirigible (10) presenta una configuración con cinco o seis motores,
utilizándose los cuatro primeros para el vuelo hacia delante para
el control longitudinal, direccional y lateral, y el quinto y sexto
motores se utilizan para el ascenso y descenso rápidos.
6. Aeronave con sustentación aerostática según
la reivindicación 5, caracterizada porque dichos cuatro
primeros motores están provistos de discos de hélice sobre planos
verticales y están provistos de brazos (14) que presentan un eje
vertical, mientras que dicho quinto y sexto motores, con disco de
hélice horizontal y dirección de empuje invertible, están montados
en una posición central entre dichos dos elementos en forma de
husillo (11).
7. Aeronave con sustentación aerostática según
la reivindicación 2, caracterizada porque dicha aeronave
dirigible (10) presenta una configuración con cuatro motores, dos de
los cuales se utilizan para el vuelo hacia delante y el control
direccional y los otros dos para el ascenso y descenso rápidos y el
control longitudinal.
8. Aeronave con sustentación aerostática según
la reivindicación 7, caracterizada porque dichos dos
primeros motores, con discos de hélice sobre planos verticales,
están montados en una barra transversal horizontal, dispuesta en
los lados de la góndola, y se utilizan para el control direccional
de la aeronave, mientras que los otros dos motores, que presentan
disco de hélice horizontal con dirección de empuje invertible, están
montados en una posición central entre dichos dos elementos en
forma de husillo (11).
9. Aeronave con sustentación aerostática según
la reivindicación 2, caracterizada porque dicha aeronave
dirigible (10) está provista de un sistema de globos compensadores
(15), al menos uno para cada elemento en forma de husillo (11), con
el fin de variar la altitud dentro de un margen preestablecido sin
pérdida de gas, intercomunicándose dichos globos compensadores (15)
como los volúmenes de gas de dichos elementos en forma de husillo
(11).
10. Aeronave con sustentación aerostática según
la reivindicación 2, con un sistema de globos compensadores,
caracterizada porque, para cada casco durante la fase de
ascenso, los globos compensadores se desinflan progresivamente,
desde los sectores exteriores al sector central y durante la fase de
descenso, los globos compensadores se inflan progresivamente desde
el centro a los sectores exteriores.
11. Aeronave con sustentación aerostática según
la reivindicación 9, caracterizada porque dichos globos
compensadores (15) se comunican por medio de un primer conducto
(16), provisto de dos válvulas de simple efecto controladas (17),
mientras que dichos elementos en forma de husillo (11) se comunican
por medio de un segundo conducto (18) provisto de una primera
válvula de simple efecto controlada (19) y una segunda válvula de
simple efecto (20), acoplada con una abertura para inflar dichos
elementos en forma de husillo (11), manteniéndose dichos globos
compensadores (15) presurizados por una tercera válvula de simple
efecto (21), a cuya entrada está provista una admisión dinámica
(23) con abertura de hinchado, y un compresor (22).
12. Aeronave con sustentación aerostática según
la reivindicación 1, caracterizada porque presenta un par de
dispositivos de aterrizaje retráctiles formados por varillas
adecuadamente unidas por tornillos deslizantes, que están casi
adheridos a las envolventes durante el vuelo, mientras que se
desplazan hacia fuera para el aterrizaje.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| IT001815A ITMI20021815A1 (it) | 2002-08-09 | 2002-08-09 | Aeromobile a sostentazione statica ad alta manovrabilita' |
| ITMI02A1815 | 2002-08-09 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2270148T3 true ES2270148T3 (es) | 2007-04-01 |
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ID=31726544
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES03787773T Expired - Lifetime ES2270148T3 (es) | 2002-08-09 | 2003-08-11 | Dirigible de doble casco controlado por vectorizacion de empuje. |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7350746B2 (es) |
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