ES2713458T3 - Aeronave de despegue vertical - Google Patents
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Abstract
Una aeronave (1), que comprende: una estructura (2) de soporte; al menos cuatro rotores (3) de sustentación; en donde cada uno de los rotores (3) de sustentación está unido a la estructura (2) de soporte y comprende al menos una hélice (4), en donde los rotores (3) de sustentación están formados de tal manera que un plano (5) de rotación, en el que al menos gira una hélice (4) del rotor (3) de sustentación, está inclinado con respecto a un plano (21) formado por la estructura (2) de soporte, de manera que se forme un componente de empuje horizontal como resultado de la inclinación del plano de rotación de al menos una hélice, cuyo componente de empuje horizontal puede ser utilizado para imprimir una guiñada de la aeronave, caracterizado por que la aeronave está configurada de tal manera que una inclinación del plano de rotación ocurre perpendicularmente a un eje longitudinal de la aeronave en la dirección de vuelo principal, y un cambio en el momento angular causado por un cambio en la velocidad de rotación de los rotores de sustentación y la componente de empuje horizontal actúan en la misma dirección de modo que aumentan el par de torsión que es generado por el cambio en el momento angular por la componente de empuje horizontal.
Description
DESCRIPCION
Aeronave de despegue vertical
La presente invencion se refiere a una aeronave de despegue vertical similar por ejemplo a un cuadricoptero.
Para muchas aplicaciones, es deseable tener disponible una aeronave que pueda despegar desde un area tan pequena como sea posible y no requiera por ello un aeropuerto especial de gran superficie. Para propositos especificos, ademas, se requiere una aeronave que sea agil y que pueda ser maniobrada de una manera precisa y que pueda preferiblemente permanecer estacionario en el aire permanecer estacionario en el aire sobre el punto y presentar buenas propiedades de permanencia estacionaria en el aire.
Por ejemplo, se utilizan aeronaves para la vigilancia y el reconocimiento aereos que deberian ser capaces de permanecer estacionarias en el aire sobre un objetivo interesante y por ejemplo tomar fotografias aereas. En una aplicacion alternativa, una aeronave de despegue vertical, algunas veces tambien denominada como un VTOL (en ingles vertical Take-off and Landing) (“ despegue y aterrizaje verticales"), puede ser utilizada para volar a regiones que son dificiles de acceder para los seres humanos o para otras maquinas, por ejemplo en el contexto de intervenciones de proteccion civil, con el objeto por ejemplo de transportar articulos tales como herramientas, alimentos y medicamentos a tales regiones.
Para dichas intervenciones, se han desarrollado, entre otras cosas, una aeronave en la que cuatro o mas helices o rotores equipados con una helice y al menos un motor de accionamiento proporcionan un empuje ascensional esencialmente vertical de manera que la aeronave puede asi elevarse verticalmente o permanecer estacionaria en el aire. Una aeronave provista con cuatro de tales rotores es tambien denominada como un cuadcoptero, cuadricoptero, cuad-rotor o plataforma que permanece estacionaria en el aire. Dicha aeronave con mas de tres rotores que proporcionan la sustentacion son denominados generalmente como multicopteros, en donde, aparte de cuadcopteros, variantes con tres rotores (tricopteros) seis rotores (hexacopteros) u ocho rotores (octocopteros) son un lugar comun. Tales aeronaves son usualmente operadas sin tripulantes y pueden ser consiguientemente pequenas. En algunos casos, estas aeronaves son tambien denominadas como drones.
Mediante una ligera inclinacion de toda la aeronave o de uno o mas rotores fuera de la horizontal, es posible en el caso de tal aeronave proporcionar tambien una cierta propulsion, porque un empuje generado por los rotores esta inclinado fuera de la vertical. En el caso de que cuadcopteros y multicopteros cuando son operados con motores electricos, la inclinacion es a menudo regulada por un control de velocidad de rotacion de los motores electricos. Es decir que el controlador de vuelo de la aeronave controla los empujes de las helices individuales mediante su respectiva velocidad de rotacion. Los empujes individuales pueden asi ser manipulados de tal manera que la aeronave puede ascender o caer, o puede ser inclinada hacia adelante, hacia atras o lateralmente. Como resultado de estos cambios de velocidad de rotacion objetivo, sin embargo, no solamente se cambian los empujes, sino tambien los pares de torsion o el momento angular procedente de los motores, y las helices. Se crea asi un par de torsion alrededor del eje vertical del sistema. Este par de torsion puede actuar en el sentido de las agujas del reloj o en sentido contrario a las agujas del reloj. Un control de la rotacion de la aeronave alrededor del eje vertical de la aeronave es asi posible. Tales multicopteros accionados electricamente pueden utilizar el cambio en el par de torsion o en el momento angular sin ajuste de las palas.
Sin embargo, tal aeronave tiene el inconveniente de que con un tamano creciente de la aeronave resulta mas dificil cambiar el momento angular de manera suficiente.
El documento WO 2009/095696 A2 describe un vehiculo de despegue y aterrizaje vertical que tiene un par de unidades de propulsion del vector de empuje montadas delante y detras de un eje de cabeceo de la aeronave sobre refuerzos en extremidades opuestas de la estructura del ala, con la unidad delantera por debajo, y la unidad trasera por encima, de la estructura del ala. Las unidades de propulsion pueden pivotar en los refuerzos bien directamente o bien mediante brazos, para el desplazamiento angular individual para la maniobra de vector de empuje de la aeronave en guinada, cabeceo y balanceo y para permanecer estacionario en el aire y volar hacia adelante y hacia atras.
Prosiguiendo a partir de esto, el objeto de la invencion es proporcionar una aeronave perfeccionada.
Este objeto se resuelve con un dispositivo con las caracteristicas de la reivindicacion 1. Realizaciones ejemplares estan representadas en las reivindicaciones dependientes.
El objeto es resuelto mediante una aeronave que comprende una estructura de soporte y al menos cuatro rotores de sustentacion. Cada uno de los rotores de sustentacion esta fijado (es decir, unido, o acoplado o conectado mecanicamente) a la estructura de soporte y comprende al menos un helice. Los rotores de sustentacion estan constituidos o formados de tal modo que un plano de rotacion, en el que al menos gira una helice del rotor de sustentacion, esta inclinado con respecto a un plano formado por la estructura de soporte, de manera que se produzca una componente de empuje horizontal como resultado de la inclinacion del plano de rotacion de al menos una helice, cuyo componente de empuje horizontal puede ser utilizado para producir el movimiento de guinada de la aeronave, en donde la aeronave esta configurada de tal manera que una inclinacion del plano de rotacion ocurre perpendicularmente a un eje longitudinal de la aeronave en la direccion de vuelo principal, y un cambio en el momento angular causado por un
cambio en la velocidad de rotacion de los rotores de sustentacion y de la componente de empuje horizontal actuan en la misma direccion de manera que aumenten el par de torsion que es generado por el cambio de momento angular por la componente de empuje horizontal.
La idea subyacente de la invencion es que el efecto de onda sinusoidal es utilizado inclinando los planos de la helice. Aparte de la componente de sustentacion real, se produce una componente de empuje perpendicular a la componente de sustentacion debido a la inclinacion de los planos de rotacion. Esta componente de empuje actua perpendicularmente a la componente de sustentacion y aumenta el momento angular de la aeronave con un cambio de velocidad del rotor de sustentacion respectivo. La aeronave puede ser mejor controlada mediante el aumento de momento angular, mas precisamente el control puede ser ya conseguido con un menor gasto de fuerza, o una aeronave mas grande puede ser controlada con el mismo gasto de fuerza.
El plano de rotacion de la helice esta preferiblemente inclinado hacia adentro o hacia fuera con respecto al plano formado por la estructura de soporte. La inclinacion del plano de rotacion es preferiblemente hacia adentro o hacia fuera desde el punto central de la aeronave, es decir con una direccion de vision en la aeronave desde arriba con orientacion perpendicular de la aeronave o posicion de vuelo, hacia el centro de gravedad de la aeronave o lejos del centro de gravedad de la aeronave.
El plano de rotacion de la helice esta inclinado preferiblemente hacia dentro o hacia fuera normal a un eje longitudinal en la direccion principal de vuelo de la aeronave. Para la inclinacion, es ventajoso si hay una direccion preferente. Las helices de todos los rotores de sustentacion de la aeronave tienen preferiblemente la misma direccion de inclinacion, es decir, los planos de rotacion de todas las helices estan inclinados bien hacia fuera o bien hacia adentro. Los planos de rotacion de las helices pueden estar todos inclinados el mismo angulo. Alternativamente, los planos de rotacion de los rotores de sustentacion diagonalmente opuestos pueden tambien de manera preferible estar inclinados en un angulo diferente con respecto por ejemplo a los otros dos rotores de sustentacion.
La aeronave preferiblemente una direccion de vuelo principal, que determina el eje longitudinal de la aeronave. En el caso de una estructura casi simetrica de rotacion de la aeronave, es decir, un fuselaje central y por ejemplo cuatro rotores de sustentacion dispuestos en un angulo de 90 grados con respecto a el, se define una direccion principal de vuelo, a lo largo de la cual esta orientado el eje longitudinal antes mencionado. Con una estructura prolongada o alargada de la aeronave, la aeronave tiene usualmente una direccion de vuelo principal, aunque no deberia excluirse que la aeronave puede tambien ser capaz de volar en contra de la direccion de vuelo principal real o en otra direccion.
Para conseguir un aumento o ganancia en el momento angular inclinando el plano de rotacion de las helices, es ventajosa una direccion especifica, ya que el efecto sera cancelado en el caso de inclinacion radialmente hacia adentro o hacia fuera. Como resultado de la inclinacion el plano de rotacion de las helices perpendicular al eje longitudinal de la aeronave, es decir, perpendicular a la direccion de vuelo principal de la aeronave, se produce una componente de empuje preferiblemente horizontal, que puede ser utilizada para hacer el movimiento de guinada de la aeronave. En contraste con un cambio puro convencional en el momento angular por un cambio en la velocidad de rotacion para la guinada, el par de torsion es incrementado por la inclinacion simultanea del plano de rotacion de las helices e incluso puede asi ser que una aeronave mas grande haga un movimiento de guinada, es decir gire alrededor del eje vertical. Preferiblemente como resultado de la componente de empuje horizontal, que es generada por inclinacion del plano de rotacion, y el cambio en el momento angular, se genera un par de torsion, que actua preferiblemente en la misma direccion. Esto tiene la ventaja de que el par de torsion que se genera por el cambio en el momento angular es incrementado por la componente de empuje horizontal.
La inclinacion es preferiblemente fija. La inclinacion es preferiblemente fijada de manera preestablecida o preseleccionada. Esto tiene la ventaja de que no se requieren uniones oscilantes o similares para la inclinacion de los rotores de sustentacion.
Una suma de las fuerzas de sustentacion generadas por los rotores de sustentacion se extiende preferiblemente de manera esencial a traves de un centro de gravedad de la aeronave. Para permitir la guinada de la aeronave alrededor del centro de gravedad de la aeronave, la suma de las fuerzas de sustentacion generadas por los rotores de sustentacion es tal que en cada caso se seleccionan un par de rotores de sustentacion de manera que los ultimos esten dispuestos enfrentados diagonalmente con respecto al centro de gravedad de la aeronave. De manera mas precisa, en el caso de un cuadricoptero por ejemplo, es decir una aeronave con cuatro rotores de sustentacion, los dos rotores de sustentacion que se encuentran opuestos mutuamente con respecto al centro de gravedad del cuadricoptero, es decir que se encuentran diagonalmente opuestos con respecto al centro de gravedad, en cada caso forman un par. Los dos rotores de sustentacion de un par de rotores de sustentacion son controlados cada uno preferiblemente de manera analoga. El par adicional de rotores de sustentacion es controlado en sentido contrario de manera correspondiente, es decir con un aumento en la velocidad de rotacion del primer par de rotores para generar un par de torsion, una reduccion correspondiente en la velocidad de rotacion del segundo par de rotores tiene lugar con el fin por ejemplo de mantener la aeronave en el estado de permanencia estacionaria en el aire a la misma altura. Como resultado del aumento en la velocidad de rotacion del primer par de rotores, la fuerza de sustentacion es tambien incrementada a partir del momento de empuje en la direccion de rotacion. Para contrarrestar esta fuerza de sustentacion en el vuelo de permanencia estacionaria en el aire por ejemplo, la velocidad de rotacion del segundo par de rotores es reducida de manera
correspondiente. Las fuerzas de sustentacion son asi canceladas y el par de torsion del segundo par de rotores es tambien reducido, es decir, el momento de empuje en sentido contrario del primer par de rotores actua menos potentemente en la direccion de rotacion deseada.
Un par de torsion alrededor del eje vertical de la aeronave puede ser generado preferiblemente por un cambio en la velocidad de al menos dos rotores de sustentacion que se encuentran diagonalmente opuestos con respecto al centro de gravedad de la aeronave. Las helices estan preferiblemente inclinadas de tal modo que pueden generar un par de torsion alrededor del eje vertical.
La suma de los pares de torsion generados por los rotores de sustentacion en el vuelo de permanencia estacionaria en el aire es preferiblemente casi cero. Las fuerzas diferenciales son asi canceladas en un vuelo de permanencia estacionaria en el aire sin perturbaciones. El par de torsion resultante y la fuerza resultante en el plano X-Y son por ello cero.
Dos rotores de sustentacion diagonalmente opuestos tienen preferiblemente en cada caso una direccion de rotacion opuesta con respecto al menos a dos rotores de sustentacion diagonalmente opuestos adicionales. La aeronave puede ser mantenida en vuelo de permanencia estacionaria en el aire por la diferente direccion de rotacion sin que la propia aeronave gire constantemente alrededor del eje vertical. En el caso de un cuadricoptero, por ejemplo, los rotores de sustentacion de los dos pares de rotores generan un par de torsion opuesto, de manera que la aeronave no experimenta su propia rotacion. Un par de torsion deseado es generado solamente cuando hay un cambio de velocidad de rotacion de al menos un par de rotores y la aeronave gira segun se desea alrededor del eje vertical, es decir, hace un movimiento de guinada.
Una componente de empuje es preferiblemente presente perpendicular al componente de sustentacion como resultado de la inclinacion del plano de rotacion de los rotores de sustentacion.
El par de torsion del rotor de sustentacion incrementado por la componente de empuje es preferiblemente mayor, cuanto mas lejos esta situado el rotor de sustentacion del centro de gravedad de la aeronave en la direccion del eje longitudinal de la aeronave. Si la distancia de los rotores de sustentacion inclinados en la direccion del eje longitudinal al centro de gravedad, es decir paralelo al eje longitudinal, es igual a cero, por ejemplo en el centro de gravedad o en la proximidad del mismo, la componente de empuje en el centro de gravedad actua perpendicular a la direccion de vuelo principal. Ningun par, o solamente un par de torsion muy pequeno, se produce asi, cuyo par de torsion podria ser utilizado para la rotacion de la aeronave alrededor del eje vertical. Cuanto mayor es la distancia de los rotores de sustentacion en la direccion del eje longitudinal desde el centro de gravedad de la aeronave, mayor es el efecto del momento de empuje, que puede ser utilizado inclinando el plano de rotacion de los rotores de sustentacion.
Los rotores de sustentacion estan preferiblemente constituidos de tal manera que el plano de rotacion es estacionario en relacion a un arbol de rotor del rotor de sustentacion, siendo accionado dicho arbol de rotor por un motor.
Las palas de la helice del rotor de sustentacion estan conectadas preferiblemente de manera rigida al arbol del rotor. Una estructura directa del rotor de sustentacion es permitida como resultado de una conexion rigida de las palas de la helice del rotor de sustentacion al arbol del rotor. Un cambio en la fuerza de sustentacion es conseguido aqui mediante un cambio en la velocidad de rotacion y no mediante un ajuste, es decir, rotacion, de las palas de la helice alrededor del eje longitudinal de las palas de la helice.
Cada uno de los rotores de sustentacion es accionado preferiblemente por un motor electrico. La energia electrica para el motor electrico puede ser proporcionada por un generador central, por ejemplo con un motor de combustion, o por una bateria. Otro accionamiento, tal como por ejemplo un accionamiento de empuje con una helice de empuje o una helice de arrastre, puede ser accionado por ejemplo mediante un generador central, por ejemplo un motor de combustion. El accionamiento de empuje puede ser accionado, por ejemplo mediante un arbol, por el motor de combustion o por un motor electrico.
La aeronave es preferiblemente una aeronave de VTOL (despegue y aterrizaje vertical). Una aeronave de VTOL puede utilizar los rotores de sustentacion de la aeronave para despegar y aterrizar. Otro accionamiento de empuje o arrastre, por ejemplo, puede ser utilizado para el accionamiento de empuje durante el vuelo de crucero.
La aeronave es preferiblemente una aeronave tripulada o sin tripular.
En los dibujos, los numeros de referencia identicos se refieren en general a partes similares en las distintas vistas. Los dibujos no son necesariamente a escala; el foco esta en vez de ello situado en general sobre la ilustracion de los principios de la invencion. En la descripcion siguiente, se han descrito distinta realizaciones de la invencion con referencia a los dibujos adjuntos. En las figuras:
La fig. 1 muestra una primera realizacion de la aeronave en una vista tridimensional;
La fig. 2 muestra distintas vistas de una representacion simplificada de una realizacion de la aeronave;
La fig. 3 muestra una representacion de las fuerzas de una realizacion de la aeronave;
La fig. 4 muestra la distribucion de fuerzas en distintas maniobras de vuelo de una representacion simplificada de una realizacion de la aeronave;
La fig. 5 muestra una representacion de las fuerzas resultantes de una realizacion de la aeronave; y
La fig. 6 muestra una representacion del concepto de control de una realizacion de la aeronave.
La siguiente descripcion detallada se refiere a los dibujos adjuntos que muestran, con proposito de ilustracion, detalles y realizaciones especificos en los que la invencion puede ser implementada.
La palabra "ejemplar" es utilizada en este documento con el significado de "servir como un ejemplo, caso o ilustracion". Cada realizacion o desarrollo que es descrito en este documento como "ejemplar" no ha de ser considerado necesariamente como preferible o ventajoso con respecto a otras realizaciones de desarrollos.
En la siguiente descripcion detallada, se hace referencia a los dibujos adjuntos, que forman una parte de esta descripcion y en los que realizaciones especificas en las que la invencion puede ser ejecutada estan mostradas con el proposito de ilustracion. A este respecto, la terminologia direccional tal como por ejemplo "por encima", "por debajo", "hacia adelante", "hacia atras", "frontal", "posterior", etc. es utilizada en relacion a la orientacion de la figura o figuras descritas. Como los componentes de realizaciones pueden ser posicionados en varias orientaciones diferentes, la terminologia direccional es utilizada con el proposito de ilustracion y no limitacion en ningun sentido. Ha de comprenderse que pueden utilizarse otras realizaciones y pueden hacerse cambios estructurales o logicos sin salir del alcance de proteccion de la presente invencion. Se comprende que las caracteristicas de las distintas realizaciones ejemplares descritas en este documento pueden ser combinadas entre si, mientras no se haya indicado de otro modo. La siguiente descripcion detallada no ha de ser por ello considerada en sentido limitativo, y el alcance de proteccion de la presente invencion esta definido por las reivindicaciones adjuntas.
Dentro del marco de esta descripcion, los terminos "conectado", "unido" y "acoplado" son utilizados para describir tanto una conexion directa como tambien una conexion indirecta, una union directa o indirecta asi como un acoplamiento directo o indirecto. En las figuras, elementos identicos o similares estan provistos de numeros de referencia identicos, en tanto en cuanto esto sea conveniente.
La fig. 1 muestra una primera realizacion ejemplar de una aeronave 1 en una vista tridimensional. La aeronave 1 comprende una estructura 2 de soporte y al menos cuatro rotores 3 de sustentacion. Cada uno de los rotores 3 esta fijado a la estructura 2 de soporte y comprende al menos una helice 4. Los rotores 3 de sustentacion estan constituidos de tal manera que un plano de rotacion, en el que al menos gira una helice 4 del rotor 3 de sustentacion, o en el que giran helices 4 de los cuatro rotores 3 de sustentacion, esta inclinado con respecto a un plano 21 formado por la estructura 2 de soporte. La inclinacion del plano 5 de rotacion de las helices 4 esta representada en detalle en la fig. 2.
La aeronave 1 ejemplar representada en la fig. 1 comprende ademas, un accionamiento de empuje para un vuelo rapido hacia adelante. La invencion descrita en este documento, sin embargo, es independiente de la naturaleza del accionamiento de la aeronave 1 y puede tambien ser utilizada para la aeronave 1 en la que los rotores 3 de sustentacion son tambien utilizados para un vuelo rapido hacia adelante.
La fig. 2 muestra distintas vistas de una representacion simplificada de una realizacion ejemplar de la aeronave 1. En la realizacion ejemplar representada en las figs. 2a y 2b, la estructura 2 de soporte de la aeronave 1 esta reducida a un minimo para proporcionar una mejor representacion de la inclinacion del plano 5 de rotacion de las helices (no representadas) con respecto al plano 21 formado por la estructura 2 de soporte.
La fig. 2a muestra una vista tridimensional de la aeronave 1. El plano 1 de rotacion de las helices de los rotores 3 de sustentacion esta inclinado hacia fuera perpendicularmente al eje longitudinal A -A ’ de la aeronave 1. Como resultado de la inclinacion del eje de rotacion, la componente de empuje del rotor 3 de sustentacion no actua ya en sentido ascendente al 100%, sino que en vez de ello contiene una componente de empuje que esta dirigida hacia fuera. Una representacion de las fuerzas de accionamiento esta representada en las figuras adicionales 3 a 5 en general y para diferentes situaciones de vuelo.
La fig. 2b es una vista de la aeronave 1 de la fig. 2a en la direccion del eje longitudinal A-A’ desde la posicion A. Puede verse claramente aqui que el plano 5 de rotacion de las helices (no representadas) de los rotores 3 de sustentacion esta inclinado hacia fuera con respecto al plano 21 formado por la estructura 2 de soporte de la aeronave 1. La direccion de inclinacion esta dirigida hacia fuera desde el centro de gravedad de la aeronave 1 normal al eje longitudinal A-A’. Como se ha indicado por los vectores de fuerza, como resultado de la inclinacion la componente de empuje del rotor 3 de sustentacion actua no solamente hacia arriba, sino tambien perpendicularmente al eje longitudinal A-A’, es decir hacia fuera. El efecto de ondas sinusoidales es utilizado inclinando los planos 5 de rotacion. Es importante aqui que haya una direccion preferente. Las helices no deberian actuar simplemente radialmente hacia fuera, debido a que el efecto seria entonces cancelado. Las helices, y por ello el plano 5 de rotacion, deberian estar inclinados de tal manera que pueda generarse un par de torsion alrededor del eje vertical. La componente de empuje resultante, es decir, la suma de la componente de empuje vertical y horizontal, actua perpendicularmente al plano 5 de rotacion, es decir inclinada hacia fuera ligeramente desde la vertical en un angulo a.
La fig. 3 muestra una representacion de las fuerzas de una realizacion ejemplar de la aeronave 1. En el caso de la aeronave 1 representada en la fig. 3, la direccion de rotacion de las helices 4 de los rotores 3, 3’ de sustentacion esta tambien representada. La direccion de rotacion de las helices 4 de los rotores 3 de sustentacion, es decir de dos rotores 3 de sustentacion diagonalmente opuestos, esta dirigida en el sentido de las agujas del reloj aqui. La direccion de rotacion de las helices 4 de los otros dos rotores 3’ de sustentacion diagonalmente opuestos esta dirigida en sentido contrario a las agujas del reloj. Como resultado de la direccion de rotacion diferente de las helices 4 de los rotores, 3, 3’, pueden cancelarse los pares de torsion de los rotores 3, 3’ de sustentacion. Aparte de la componente de empuje Fz que actua en la direccion Z, es decir verticalmente, cada rotor 3, 3’ de sustentacion tiene una componente de empuje Fy que actua en la direccion Y, es decir horizontalmente, como resultado de la inclinacion del plano 5 de rotacion de las helices 4.
La componente de empuje resultante resulta de la adicion de las dos componentes de empuje Fz y Fy. Con un control objetivo de la velocidad de rotacion de los rotores 3, 3’ de sustentacion, y un cambio de empuje que lo acompana, un par de fuerza se produce siempre que en cada caso genera un par de torsion alrededor del eje vertical B-B’.
A modo de ejemplo, la componente de empuje en la direccion Z esta representada con una linea de trazos en el caso del rotor 3 de sustentacion frontal derecho. La componente de empuje en la direccion Y esta representada por una linea continua y la componente de empuje resultante con una linea de trazo-punto-punto. En vuelo de permanencia estacionaria en el aire, la suma de las componentes de empuje Fz de los rotores 3 de sustentacion individuales produce la componente de empuje total en la direccion Z y corresponde a la fuerza del peso o al peso de la aeronave 1.
La componente de empuje de los rotores 3 de sustentacion es mayor consecuentemente cuando los rotores 3 de sustentacion estan mas distantes del centro de gravedad S de la aeronave 1 en la direccion del eje longitudinal A-A’ de la aeronave 1. Mas precisamente, el efecto del par de torsion, que es generado por la componente de empuje horizontal Fy es el mayor, cuanto mayor es la distancia d desde el centro de gravedad S en la direccion longitudinal A-A’ de la aeronave 1.
La fig. 4 muestra la distribucion de fuerzas con diferentes maniobras de vuelo de una representacion simplificada de una realizacion ejemplar de la aeronave 1. En una realizacion ejemplar representada en la fig. 4, la estructura de soporte real de la aeronave 1 esta representada simplemente a modo de indicacion con el proposito de una mejor representacion.
La fig. 4a muestra una rotacion de la aeronave 1 en vuelo de permanencia estacionaria en el aire. Los pares de torsion presentes en los rotores 3, 3’ de sustentacion individuales estan representados por flechas. Los controles individuales 7 del motor de los rotores 3, 3’ de sustentacion son controlados mediante un controlador 6 de vuelo, por ejemplo un ordenador de control de vuelo (FCC), de tal modo que la velocidad de rotacion de los rotores 3 de sustentacion mutuamente opuestos es incrementada. Para mantener la aeronave 1 en un vuelo de permanencia estacionaria en el aire a la misma altura, la velocidad de rotacion de los otros dos rotores 3’ de sustentacion es reducida de manera correspondiente. La suma de las componentes de empuje vertical permanece asi igual. El aumento en la componente de empuje vertical en los rotores 3 de sustentacion genera un par de torsion alrededor del eje vertical de la aeronave 1.
La fig. 4b muestra un vuelo de permanencia estacionaria en el aire de la aeronave 1. Los pares de torsion presentes en los rotores 3, 3’ de sustentacion individuales estan representados por flechas. Los pares de torsion de los rotores 3, 3’ de sustentacion son todos de la misma magnitud. La suma de las componentes de empuje vertical permanece la misma para el vuelo de permanencia estacionaria en el aire. Las fuerzas diferenciales se cancelan en un vuelo de permanencia estacionaria en el aire sin perturbaciones. El par de torsion resultante y la fuerza resultante en el plano X-Y es cero. Con el control objetivo de la velocidad de rotacion, o un cambio en el empuje, se produce un par de fuerzas siempre que en cada caso genera un par de torsion alrededor del eje vertical.
La fig. 5 muestra una representacion de las fuerzas resultantes de una realizacion ejemplar de la aeronave 1.
Las fuerzas diferenciales AF se cancelan en un vuelo de permanencia estacionaria en el aire sin perturbaciones. El par de torsion resultante de la fuerza resultante en el plano X-Y es por ello cero. Un par de fuerzas que en cada caso genera un par de torsion alrededor del eje vertical se produce siempre con un control objetivo de la velocidad de rotacion, y un cambio asociado en el empuje. La suma de todas las fuerzas en el plano X-Y, por otro lado, sigue siendo 0.
La fig. 6 muestra una representacion de un concepto de control de una realizacion ejemplar de la aeronave 1.
La aeronave 1 representada en la fig. 6 comprende una estructura 2 de soporte con dos superficies 22 de soporte. Las superficies 22 de soporte estan provistas de un timon de profundidad 23 y un aleron 24. Las superficies 22 de soporte generan una sustentacion en el vuelo rapido hacia adelante y mejoran asi la aerodinamica y por ello el alcance de la aeronave. Para el control lateral, la aeronave 1 tambien comprende un timon 25, o estabilizador vertical. El control del timon de profundidad 23, del aleron 24 y del timon 25 tiene lugar mediante un controlador 6 de vuelo. El controlador 6 de vuelo esta conectado al control 7 de motor de los motores electricos de los rotores 3, 3’ de sustentacion para controlar la velocidad de rotacion de los rotores 3, 3’ de sustentacion. Para un vuelo de crucero rapido, la aeronave 1 comprende una helice 27 de empuje, que es accionada por un aeromotor 26. El control de la velocidad de rotacion de la helice 27 de empuje y, conectado con ello, el control de la potencia del aeromotor 26 tiene lugar por ejemplo mediante el controlador 6 de vuelo. El aeromotor 26 es por ejemplo un motor de combustion que acciona directamente la helice 27 de empuje y
genera corriente para la operacion de los motores electricos de los rotores 3 de sustentacion. Alternativamente, en una realizacion ejemplar no representara, la helice 27 de empuje puede tambien ser accionada de manera indirecta por un motor electrico, que es alimentado con corriente por ejemplo mediante el aeromotor 26 o una bateria. En otra realizacion ejemplar, no representada, la aeronave 1 puede tambien estar provista de una helice de arrastre para un vuelo de crucero rapido.
Aunque la invencion se ha mostrado y descrito principalmente con referencia a realizaciones especificas, aquellos que estan familiarizados con el campo tecnico pertinente deberian comprender que pueden hacerse numerosas modificaciones con respecto a realizaciones y detalles de las mismas sin salir de la esencia y alcance de la invencion segun esta definida por las reivindicaciones adjuntas. El alcance de la invencion es asi determinado por las reivindicaciones adjuntas, y por ello se pretende que todas las modificaciones que caigan dentro del significado o el alcance equivalente de las reivindicaciones esten cubiertas.
Lista de numeros de referencia
1 aeronave
2 estructura de soporte
21 plano
22 superficie de soporte
23 timon de profundidad
24 aleron
25 timon
26 aeromotor
27 helice de empuje
3, 3’ rotor de sustentacion
4 helice
5 plano de rotacion
6 controlador de vuelo
7 control del motor
S centro de gravedad
A-A’ eje longitudinal
B-B’ eje vertical
Claims (14)
1. Una aeronave (1), que comprende:
una estructura (2) de soporte;
al menos cuatro rotores (3) de sustentacion;
en donde cada uno de los rotores (3) de sustentacion esta unido a la estructura (2) de soporte y comprende al menos una helice (4),
en donde los rotores (3) de sustentacion estan formados de tal manera que un plano (5) de rotacion, en el que al menos gira una helice (4) del rotor (3) de sustentacion, esta inclinado con respecto a un plano (21) formado por la estructura (2) de soporte, de manera que se forme un componente de empuje horizontal como resultado de la inclinacion del plano de rotacion de al menos una helice, cuyo componente de empuje horizontal puede ser utilizado para imprimir una guinada de la aeronave,
caracterizado por que la aeronave esta configurada de tal manera que una inclinacion del plano de rotacion ocurre perpendicularmente a un eje longitudinal de la aeronave en la direccion de vuelo principal, y un cambio en el momento angular causado por un cambio en la velocidad de rotacion de los rotores de sustentacion y la componente de empuje horizontal actuan en la misma direccion de modo que aumentan el par de torsion que es generado por el cambio en el momento angular por la componente de empuje horizontal.
2. La aeronave segun la reivindicacion 1,
en la que el plano (5) de rotacion de la helice (4) esta inclinado hacia dentro o hacia fuera con respecto al plano (21) formado por la estructura (2) de soporte.
3. La aeronave segun la reivindicacion 2,
en la que el plano (5) de rotacion de la helice (4) esta inclinado hacia dentro o hacia fuera perpendicularmente al eje longitudinal (A-A’) en la direccion de vuelo principal de la aeronave (1).
4. La aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones precedentes,
en la que una suma de las fuerzas de sustentacion generadas por los rotores (3) de sustentacion se extiende esencialmente a traves de un centro de gravedad (S) de la aeronave (1).
5. La aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones precedentes,
en la que un par de torsion alrededor del eje vertical (B-B’) de la aeronave (1) puede ser generado por un cambio en la velocidad de rotacion de al menos dos rotores (3) de sustentacion que se encuentran diagonalmente opuestos entre si con respecto al centro de gravedad (S) de la aeronave (1).
6. La aeronave segun la reivindicacion 5,
en la que la suma de los pares de torsion generados por los rotores (3) de sustentacion en vuelo de permanencia estacionaria en el aire es casi cero.
7. La aeronave segun la reivindicacion 5,
en la que la aeronave (1), con una suma de los pares de torsion generados por los rotores (3) de sustentacion que no es igual a cero, puede ser hecha girar alrededor del eje de guinada.
8. La aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones precedentes,
en la que dos rotores (3) de sustentacion diagonalmente opuestos tienen en cada caso una direccion de rotacion opuesta con respecto al menos a otros dos rotores (3’) de sustentacion diagonalmente opuestos.
9. La aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones precedentes,
en la que una componente de empuje normal a la componente de sustentacion esta presente debido a la inclinacion del plano (5) de rotacion de los rotores (3) de sustentacion.
10. La aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones precedentes,
en la que los rotores (3) de sustentacion estan formados de tal manera que el plan (5) de rotacion es estacionario con relacion a un arbol (31) de rotor del rotor (3) de sustentacion, siendo accionado dicho arbol del rotor por un motor (7).
11. La aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones precedentes,
en la que las palas (41) de la helice del rotor (3) de sustentacion estan rigidamente conectadas al arbol (31) del rotor.
12. La aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones precedentes,
en la que cada uno de los rotores (3) de sustentacion esta accionado por un motor electrico (7).
13. La aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones precedentes,
en la que la aeronave es una aeronave de VTOL.
14. La aeronave segun cualquiera de las reivindicaciones precedentes,
en la que la aeronave es una aeronave tripulada o sin tripular.
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