ES2879359T3 - Aeronave con grupo sustentador romboédrico con despegue y/o aterrizaje vertical - Google Patents

Abstract

Aeronave (10, 40) que comprende un fuselaje (11) y un grupo (12) sustentador romboédrico que comprende alas (13, 14) delanteras montadas en un soporte (17) de montante delantero y alas (15, 16) posteriores montadas en un soporte (18) de montante posterior, caracterizada porque: - al menos dos alas (13, 14) llevan un motor (24, 26) equipado de una hélice (25, 27), - el extremo posterior del fuselaje lleva un motor (21) equipado de una hélice (22) y - la aeronave incluye medios (28 a 35) de basculamiento de estos motores, basculando el árbol de rotación de cada una de las hélices entre una orientación paralela al eje principal del fuselaje y una orientación perpendicular al eje principal del fuselaje y a un eje que pasa por los extremos de las alas delanteras; en la cual, cuando el árbol de rotación de las hélices está según la orientación perpendicular al eje principal del fuselaje, los centros (25, 27) de las hélices delanteras están posicionados por encima del eje principal del fuselaje (11) y, cuando el árbol de rotación de las hélices está según la orientación paralela al eje principal del fuselaje, los centros de las hélices delanteras están posicionados por debajo del eje principal del fuselaje.

Description

DESCRIPCIÓN

Aeronave con grupo sustentador romboédrico con despegue y/o aterrizaje vertical

Campo técnico

La presente invención se refiere a una aeronave con grupo sustentador romboédrico con despegue y/o aterrizaje vertical. Se aplica, en particular, a los aviones y drones cuya orientación del eje de las hélices permite un vuelo horizontal, por un lado, y un aterrizaje, o incluso un despegue vertical, por otro lado.

Estado de la técnica

Desde el advenimiento de la aeronáutica, los diseñadores siempre se han preocupado por diseñar un avión que tenga una envolvente de vuelo lo más amplia posible minimizando a la vez la masa de la estructura. Se recuerda aquí que la envolvente de vuelo de una aeronave es el espacio en velocidad aire, factor de carga y altitud dentro del cual puede funcionar con seguridad.

Con las nuevas tecnologías, los nuevos materiales y los medios de cálculo cada vez más potentes, están apareciendo nuevos conceptos de aviones.

Las alas romboédricas, o cerradas, o en diamante, o con ranura, o anulares, etc..., han sido consideradas desde los inicios de la aviación. Sólo hace relativamente poco tiempo que estudios aerodinámicos exhaustivos, gracias a las nuevas herramientas de cálculos y de simulaciones numéricas, han demostrado su ganancia potencial en términos de resistencia aerodinámica inducida, incluso si esta ganancia permanece relativamente baja (del orden de algunos porcentajes). Por el contrario, la masa de la estructura es fuertemente reducida (aproximadamente 30% de ganancia) debido al arriostramiento natural de las alas entre sí, pero al precio de una rigidez creciente.

Sin embargo, las aeronaves con grupo sustentador romboédrico presentan el inconveniente de requerir una pista de aterrizaje para poder aterrizar, o incluso para poder despegar.

Exposición de la invención

La presente invención tiene como objetivo remediar todos o parte de estos inconvenientes.

Para este efecto, según un primer aspecto, la presente invención se refiere a una aeronave según la reivindicación 1. Se mencionan varias características opcionales en las reivindicaciones dependientes 2-15.

Por tanto, para el vuelo, los arboles de las hélices están posicionados paralelos al eje del fuselaje a la vez que, para el aterrizaje, el vuelo estacionario, o incluso el despegue, los arboles de las hélices son verticales.

Esta aeronave de aterrizaje vertical posee una capacidad de carga útil, así como un rango de acción (en inglés «range») muy cercano a la misma aeronave sin medios de basculamiento de los motores. Este es un punto bastante paradójico ya que, en su conjunto, los aviones de aterrizaje vertical son más pesados que un avión tradicional para desempeños similares.

En los modos de realización, el eje perpendicular al eje principal del fuselaje y al eje que pasa por los extremos de las alas delanteras que pasa por el centro de gravedad de la aeronave atraviesa el triángulo exinscrito que pasa por las hélices.

Gracias a la presencia, en los vértices de un triángulo, de al menos tres motores equipados con hélices, el vuelo estacionario es estable.

En los modos de realización, la hélice en el extremo posterior del fuselaje es posicionada por debajo del eje principal del fuselaje cuando el árbol de esta hélice está en la orientación perpendicular al eje principal del fuselaje.

Gracias a estas disposiciones, las alas posteriores pueden extenderse hasta el motor posterior sin limitar el movimiento libre de la hélice posterior.

En los modos de realización, una concavidad del fuselaje en el extremo posterior del fuselaje constituye un alojamiento que forma un carenado de protección de la hélice posterior, atravesando las palas de la hélice posterior esta cavidad cuando el árbol de rotación de la hélice está en la orientación perpendicular al eje principal del fuselaje.

Gracias a estas disposiciones, la hélice posterior está protegida en la configuración de vuelo vertical y la hélice posterior se beneficia de una configuración de empuje más eficiente.

En los modos de realización, el centro de las hélices delanteras está, cuando el árbol de rotación de las hélices está según la orientación paralela al eje principal del fuselaje, posicionado más abajo, con respecto al fuselaje de la aeronave, que el centro de la hélice posterior, y, cuando el árbol de rotación de las hélices está según la orientación perpendicular al eje principal del fuselaje, los centros de las hélices delanteras están posicionados más arriba que el centro de la hélice posterior.

El posicionamiento de las hélices delanteras, en configuración de vuelo horizontal, más abajo que la hélice posterior, favorece la inclinación de la aeronave asegurando la sustentación. En la configuración de vuelo vertical, el posicionamiento de las hélices delanteras más arriba que la hélice posterior hace beneficiar la hélice posterior de una configuración de empuje más eficiente aerodinámicamente hablando, permitiendo, por lo tanto, más modulación de potencia para asegurar el equilibrio durante la fase de aterrizaje, que puede ser complicada debido a los efectos del viento y del suelo.

Según la invención, cuando el árbol de rotación de las hélices está según la orientación perpendicular al eje principal del fuselaje, los centros de las hélices delanteras están posicionados por encima del eje principal del fuselaje y, cuando el árbol de rotación de las hélices está según la orientación paralela al eje principal del fuselaje, los centros de las hélices delanteras están posicionados por debajo del eje principal del fuselaje.

Por tanto, la estabilidad del vuelo vertical está reforzada, ya que el centro de empuje está por encima del centro de gravedad.

En los modos de realización, el soporte del montante delantero forma un patín de aterrizaje.

Por tanto, se protege la estructura y las alas de la aeronave durante el aterrizaje.

En los modos de realización, los motores de las alas están montados en la fibra neutra de torsión de las alas delanteras. Por tanto, se reducen los esfuerzos aplicados en las alas.

En los modos de realización, los motores están en los vértices de un triángulo isósceles cuya medida del ángulo más pequeño es superior a 45 grados.

En los modos de realización, la medida del ángulo más pequeño del triángulo formado por los motores es superior a 50 grados.

Este triángulo cercano del triángulo equilátero aumenta la estabilidad de la aeronave en vuelo vertical.

En los modos de realización, las hélices de los motores llevados por las alas están posicionadas por encima de las alas cuando los arboles de estas hélices están en la orientación perpendicular al eje principal del fuselaje.

En los modos de realización, las hélices de los motores llevados por las alas están posicionadas antes de las alas delanteras, en el sentido del vuelo de la aeronave.

Desde un punto de vista aerodinámico, el hecho de tener las alas delanteras sopladas acentúa el efecto romboide y aumenta seriamente el rendimiento de las superficies de control, así como la variación de la curvatura de las alas sopladas. Esto se traduce en un aumento en el desempeño del avión a bajas velocidades y una disminución de la resistencia aerodinámica. Esta disminución es significativa para envergaduras de aeronaves más allá de los cinco metros.

Debido al soplo de las hélices, los flujos alrededor de las alas, especialmente de las alas delanteras, son mucho más inocuos y mejor controlados. Por lo tanto, permiten un mayor rendimiento de los flaps, especialmente en la posición baja para aumentar la sustentación.

El hecho de tener dos motores en las alas delanteras permite obtener un control en la guiñada inexistente en un ala romboidal pura. Esto puede ser de una gran importancia para determinadas fases de vuelo, en escenarios de misiones específicas.

En los modos de realización, los soportes de montante de alas están posicionados, respectivamente, por debajo y por encima del fuselaje.

Esta configuración es, en efecto, óptima.

En los modos de realización, en cada unión de los extremos de alas delantera y posterior está posicionada una superficie vertical de cierre de los extremos de alas.

Estas superficies verticales de cierre de los extremos de alas permiten reducir la resistencia aerodinámica del grupo sustentador.

En los modos de realización, las prolongaciones verticales hacia la parte inferior de las superficies verticales de cierre de los extremos de alas forman los patines de aterrizaje.

Estos patines de aterrizaje protegen la estructura y las alas de la aeronave durante el aterrizaje.

En los modos de realización, el fuselaje no lleva ningún estabilizador vertical.

Breve descripción de las figuras

Otras ventajas, objetivos y características de la presente invención, se desprenderán de la siguiente descripción realizada, en un objetivo explicativo y de ningún modo limitativo, con referencia a los dibujos adjuntos, en los cuales: - La Figura 1 representa, esquemáticamente y en perspectiva, un modo de realización particular de la aeronave objeto de la invención en una configuración de vuelo horizontal,

- La Figura 2 representa una vista detallada de la Figura 1,

- La Figura 3 representa, esquemáticamente y en perspectiva, la aeronave ilustrada en las Figuras 1 y 2, en una configuración de vuelo vertical,

- La Figura 4 representa una vista detallada de la Figura 3,

- La Figura 5 representa, esquemáticamente y en perspectiva, la aeronave ilustrada en las Figuras 1 a 4, en una configuración de vuelo horizontal,

- La Figura 6 representa, esquemáticamente y en perspectiva, la aeronave ilustrada en las Figuras 1 a 4, en una configuración de vuelo vertical,

- La Figura 7 representa, esquemáticamente y en vista superior, un modo de realización particular de la aeronave objeto de la invención, en una configuración de vuelo horizontal,

- La Figura 8 representa, esquemáticamente y en vista lateral, la aeronave ilustrada en la Figura 7,

- La Figura 9 representa, esquemáticamente y en vista superior, la aeronave ilustrada en la Figura 7, en una configuración de vuelo vertical y

- La Figura 10 representa, esquemáticamente y en vista lateral, la aeronave ilustrada en la Figura 9.

Descripción de los modos de realización de la invención

Cabe señalar, a partir de ahora, que las figuras no están a escala. Para simplificar la comprensión de los dibujos y esquemas, las alas y superficies verticales de la unión de los extremos de alas están representadas por superficies de bajo espesor.

Se observa, en las Figuras 1 a 6, una aeronave 10 que comprende un fuselaje 11 y un grupo 12 sustentador de forma romboédrica.

Se recuerda que un grupo sustentador romboédrico (o romboidal) es una variante de alas en tándem cuyos extremos se encuentran. El ala delantera fijada sobre la parte inferior del fuselaje está en flecha posterior, y el ala posterior fijada sobre la parte superior de la deriva está en flecha delantera; el ala total, denominada unida, forma una superficie proyectada continua en forma de rombo hueco.

El grupo12 sustentador incluye un ala 13 delantera izquierda, un ala 14 delantera derecha, un ala 15 posterior izquierda y un ala 16 posterior derecha. Las alas delanteras 13 y 14 se encuentran en un soporte 17 de montante de alas delanteras situado por debajo del fuselaje 11. Las alas posteriores 15 y 16 se encuentran en un soporte 18 de montante de alas posteriores. Como se ilustra en las figuras, los soportes 17 y 18 de montante de alas están preferiblemente posicionados, respectivamente, por debajo y por encima del fuselaje 11, siendo esta configuración óptima por varios aspectos. También se observa en las figuras que el fuselaje 11 no lleva ningún estabilizador vertical. Como se ilustra en las Figuras 5 y 6, el soporte 17 de montante forma un patín de aterrizaje, junto con las prolongaciones 38 verticales hacia la parte inferior de las superficies 19 y 20 aerodinámicas verticales, cerrando los extremos de alas. También se observa, en las Figuras 5 y 6, los pilones 36 de motores para incorporar el motor y el mecanismo de rotación/basculamiento.

Las alas 13 y 15 izquierdas se encuentran en una unión de alas izquierdas situada por encima del fuselaje 11. Las alas 14 y 16 derechas se encuentran en una unión de alas derechas. En cada unión de los extremos de alas delanteras y posteriores se posiciona una superficie vertical, a la izquierda 19 y a la derecha 20, del cierre de los extremos de alas.

El cierre de los extremos de alas, para obtener un ala de alargamiento casi infinito, consiste en una superficie aerodinámica vertical 19 o 20 (perfilada o no). Una de las características de los grupos sustentadores romboédricos es la ausencia de una superficie vertical, por lo tanto, una ganancia significativa en la resistencia aerodinámica del perfil. Cada superficie 19 o 20 vertical que une dos alas en sus extremos permite cerrar el espacio y así, en teoría, tener un ala próxima a un ala de envergadura infinita.

Cada una de las alas 13, 14, 15 y 16 representadas en las figuras presentan una forma general en rectángulo. Por lo tanto, son de cuerda constante, estando sus bordes de ataque y de fuga paralelos. Por supuesto, la presente invención no se limita a este tipo de forma general, sino que se extiende a todas las formas de alas, excepto las alas delta.

Las alas 13 y 14 delanteras presentan superficies de control (no representadas), alerones o flaps. Las alas 15 y 16 posteriores presentan superficies de control (no representadas), alerones o flaps.

En la parte posterior del fuselaje 11, un motor 21 impulsa en rotación una hélice 22 para propulsar la aeronave 10. Un motor 24 que impulsa en rotación una hélice 25 es llevado por el ala 13 delantera izquierda. Un motor 26 que impulsa en rotación una hélice 27 es llevado por el ala 14 delantera derecha.

Por tanto, la aeronave 10 es propulsada por un motor 21 con hélice 22 situada en la parte posterior del fuselaje 11 y por motores 24 y 26 con hélices 25 y 27, respectivamente, llevados por las alas delanteras 13 y 14, respectivamente.

Se observa, en las Figuras 2 y 4, un servomotor 28 que pone en rotación un árbol 29 solidario de un extremo de una varilla 30 recta. El otro extremo de la varilla 30 está montado sobre un pivote 31 que impulsa una biela 32 transfiriendo el movimiento del pivote 31 en un pivote 33. Un extremo de una varilla 34 recta de accionamiento está montado en el pivote 33. El otro extremo de la varilla 34 es solidario de un árbol 35 de rotación del motor 26. Por tanto, el accionamiento del servomotor hace cambiar el plano de rotación de la hélice 27 de una configuración vertical (Figura 2) para el vuelo horizontal a una configuración horizontal (Figura 4), para el vuelo estacionario o vertical, por ejemplo, para una fase de aterrizaje o de despegue. Por supuesto, los otros dos motores, 21 y 24, están equipados de servomotores y de sistemas mecánicos similares que realizan el basculamiento de los motores. El árbol de rotación de cada una de las hélices 22, 25 y 27 bascula entre una orientación denominada «horizontal» paralela al eje principal del fuselaje 11 (Figuras 1, 2 y 5) y una orientación denominada «vertical» perpendicular al eje principal del fuselaje 11 y a un eje que pasa por los extremos de las alas delanteras.

Por tanto, para el vuelo rápido, los arboles de las hélices 22, 25 y 27 están en la posición «horizontal» a la vez que, para el aterrizaje, el vuelo estacionario, o incluso el despegue, los arboles de las hélices 22, 25 y 27 están en la posición vertical. Esta aeronave 10 de aterrizaje vertical posee una capacidad de carga útil, así como un rango de acción (un «range» en inglés) muy cercano de la misma aeronave sin medios de basculamiento de los motores.

Preferiblemente, los accionamientos de los tres servomotores 28 están sincronizados. Por otro lado, las velocidades de rotación de los motores 21, 24 y 26 y de las hélices 22, 25 y 27 se controlan de manera independiente.

En el caso de un dron, una caja electrónica de control (no representada) incluye una unidad central que acciona los servomotores y controla los motores de manera coordinada. La caja electrónica de control también asegura las funciones de comandos de las superficies de control, flaps y alerones, de una manera conocida en sí.

El eje vertical, perpendicular al eje principal del fuselaje 11 y al eje que pasa por los extremos de las alas delanteras, que pasa por el centro de gravedad de la aeronave 10 atraviesa el triángulo exinscrito que pasa por las hélices 22, 25 y 27. Por tanto, el vuelo estacionario es estable.

Como se observa en las Figuras 5 y 6, en el modo de realización representado, la hélice 22 en el extremo posterior del fuselaje 11 está posicionada por debajo del eje principal del fuselaje 11 cuando el árbol de esta hélice 22 está en una orientación vertical. Por tanto, las alas 15 y 16 posteriores pueden extenderse hasta el motor 21 posterior sin limitar el movimiento libre de la hélice 22 posterior.

El alojamiento que forma el carenado 37 de protección de la hélice 22 en el extremo posterior del fuselaje está incorporado en el fuselaje 11. Para este efecto, el fuselaje 11 presenta, por debajo de su extremo posterior, una concavidad 37 atravesada por las palas de la hélice 22 durante el vuelo en configuración vertical.

Las hélices 25 y 27 de los motores 24 y 26 llevados por las alas 13 y 14 están posicionadas por encima de las alas cuando los arboles de estas hélices están en posición vertical. Como se ilustra en las figuras, las hélices 25 y 27 de los motores 24 y 26 llevados por las alas 13 y 14 están posicionadas antes de las alas delanteras, en el sentido del vuelo de la aeronave 10.

Desde un punto de vista aerodinámico, el hecho de tener las alas delanteras sopladas acentúa el efecto romboide y aumenta seriamente el rendimiento de las superficies de control, así como la variación de la curvatura de las alas sopladas. Esto se traduce en un aumento en el desempeño del avión a bajas velocidades y una disminución de la resistencia aerodinámica. Esta reducción es significativa para envergaduras de aeronaves más allá de los cinco metros.

Debido al soplo de las hélices 25 y 27, los flujos alrededor de las alas, especialmente de las alas delanteras 13 y 14, son mucho más inocuos y mejor controlados. Por lo tanto, permiten un mayor rendimiento de los flaps, especialmente en la posición baja para aumentar la sustentación.

El hecho de tener dos motores 24 y 26 en las alas 13 y 14 delanteras permite obtener un control en la guiñada inexistente en un ala romboidal pura. Esto puede ser de una gran importancia para determinadas fases de vuelo, en escenarios de misiones específicas.

El inventor ha descubierto que la configuración romboide permite mantener una fineza casi constante en un amplio rango de velocidad haciendo variar la curvatura de las alas delanteras (y posteriores para conservar un vuelo equilibrado). Esta particularidad ha sido confirmada durante los estudios en túnel de viento. La utilización del mortísimo de las alas es particularmente adecuada, ya que una baja variación angular de las alas delantera y posterior puede introducir importantes variaciones de incidencia y/o variación de curvatura en su envergadura. Esto permite limitar el uso de las deflexiones de los tlaps, que tienen como inconveniente la complejidad de mezclar los ocho tlaps y la falta de precisión/resolución de los servomotores y de los comandos mecánicos de estos servomotores.

El morfismo es una solución extremadamente elegante para «atinar» el ajuste del grupo sustentador a las condiciones de vuelo sin tener el inconveniente de soluciones pesadas y aerodinámicamente poco propias de los múltiples flaps en el borde de fuga y/o las puntas y otros anexos en el borde de ataque. El grupo sustentador de tipo romboide se presta particularmente bien a este tipo de «control».

Preferiblemente, los motores 24 y 26 están montados sobre la fibra neutra de torsión de las alas 13 y 14 delanteras. En las variantes, la variación de orientación angular de los servomotores y por lo tanto de los ejes de rotación de las hélices sirve para compensar la variación de orientación angular inducida por las torsiones de las alas provocadas por el morfismo.

Como se observa en las Figuras 7 y 9, en la aeronave 40, que presenta las mismas características técnicas que la aeronave 10, los motores 21, 24 y 26 están dispuestos en un triángulo 41 isósceles cuya medida del ángulo más agudo es superior a 45 grados y, preferiblemente superior a 50 grados.

Este triángulo aumenta la estabilidad de la aeronave en vuelo vertical. Este triángulo también responde a la ley del equilibrio cuando las tres hélices se basculan en configuración de vuelo vertical. Por razones de equilibrio, cuando los motores se basculan en la posición de vuelo horizontal, y para respetar el centro de gravedad de la aeronave, puede ser interesante mantener los dos motores/hélices delanteras idénticos (pero rotando en sentido contrario) y poner el grupo de motor/hélice posterior a una distancia superior (triángulo isósceles) con, por lo tanto, una potencia/tracción menor. También es interesante en el caso de la optimización de la propulsión ya que una configuración de empuje es más eficiente aerodinámicamente hablando, por lo tanto, requiere menos potencia/energía.

El equilibrio de las fuerzas en vuelo vertical es importante: es necesario que el momento creado por las dos hélices delanteras sea equivalente al momento creado por la hélice posterior con respecto al centro de gravedad de la aeronave. Para obtener este equilibrio, es necesario, ya sea, jugar con las potencias (velocidades de rotación y paso de la hélice) o, ya sea, con las distancias de los puntos de aplicación de las fuerzas con respecto al centro de gravedad.

Por razones de estabilidad en vuelo horizontal, es necesario que, durante el basculamiento de los grupos de motores/hélice, se respete el margen estático necesario para la estabilidad longitudinal de la aeronave. Esto es inherente a la distribución de masas y por lo tanto al diseño general de la aeronave con sus componentes y sus respectivas masas en esta configuración.

Los dos motores 24 y 26 delanteros basculan hacia la parte superior para pasar a la configuración de vuelo vertical a la vez que el motor 21 posterior bascula hacia la parte inferior. Estos sentidos de basculamiento/rotación son más eficaces, permitiendo despejar mejor las hélices 22, 25 y 27 de eventuales máscaras en la estructura de la aeronave.

Se observa, en las Figuras 8 y 10 que los centros de las hélices 25 y 27 delanteras están, en configuración de vuelo horizontal posicionados más abajo, con respecto al fuselaje 11 de la aeronave 40, que el centro de la hélice 22 posterior, lo que favorece la inclinación de la aeronave asegurando la sustentación. Por el contrario, en la configuración de vuelo vertical, los centros de las hélices 25 y 27 delanteras están posicionados más altos que el centro de la hélice 22 posterior. La hélice 22 posterior se beneficia así de una configuración de empuje más eficiente aerodinámicamente hablando, permitiendo por lo tanto más modulación de potencia para asegurar el equilibrio durante la fase de aterrizaje, que puede ser complicada debido a los efectos del viento y del suelo. En la configuración de vuelo vertical, los centros de las hélices delanteras están posicionados por encima del eje principal del fuselaje 11. Por tanto, la estabilidad del vuelo vertical es reforzada ya que el centro de empuje está por encima del centro de gravedad. En una configuración de vuelo horizontal, los centros de las hélices 25 y 27 delanteras están posicionados por debajo del eje principal del fuselaje 11.

Cabe señalar que la aeronave 10 puede ser lanzada mediante una catapulta, medios pirotécnicos y/o un resorte, y recuperarse en una red.

Claims (15)

REIVINDICACIONES

1. Aeronave (10, 40) que comprende un fuselaje (11) y un grupo (12) sustentador romboédrico que comprende alas (13, 14) delanteras montadas en un soporte (17) de montante delantero y alas (15, 16) posteriores montadas en un soporte (18) de montante posterior, caracterizada porque:

- al menos dos alas (13, 14) llevan un motor (24, 26) equipado de una hélice (25, 27),

- el extremo posterior del fuselaje lleva un motor (21) equipado de una hélice (22) y

- la aeronave incluye medios (28 a 35) de basculamiento de estos motores, basculando el árbol de rotación de cada una de las hélices entre una orientación paralela al eje principal del fuselaje y una orientación perpendicular al eje principal del fuselaje y a un eje que pasa por los extremos de las alas delanteras;

en la cual, cuando el árbol de rotación de las hélices está según la orientación perpendicular al eje principal del fuselaje, los centros (25, 27) de las hélices delanteras están posicionados por encima del eje principal del fuselaje (11) y, cuando el árbol de rotación de las hélices está según la orientación paralela al eje principal del fuselaje, los centros de las hélices delanteras están posicionados por debajo del eje principal del fuselaje.

2. Aeronave (10, 40) según la reivindicación 1, en la cual el eje perpendicular al eje principal del fuselaje (11) y al eje que pasa por los extremos de alas delanteras que pasa por el centro de gravedad de la aeronave atraviesa el triángulo exinscrito que pasa por las hélices.

3. Aeronave (10, 40) según una de las reivindicaciones 1 o 2, en la cual la hélice (22) en el extremo posterior del fuselaje (11) está posicionada por debajo del eje principal del fuselaje cuando el árbol de esta hélice está en la orientación perpendicular al eje principal del fuselaje.

4. Aeronave (10, 40) según la reivindicación 3, en la cual una concavidad (37) del fuselaje (11) en el extremo posterior del fuselaje constituye un alojamiento que forma un carenado de protección de la hélice (22) posterior, atravesando las palas de la hélice posterior esta concavidad cuando el árbol de rotación de la hélice está en la orientación perpendicular al eje principal del fuselaje.

5. Aeronave (10, 40) según una de las reivindicaciones 3 o 4, en la cual los centros de las hélices (25, 27) delanteras están, cuando el árbol de rotación de las hélices está según la orientación paralela al eje principal del fuselaje, posicionadas más abajo, con respecto al fuselaje de la aeronave, que el centro de la hélice (22) posterior, y, cuando el árbol de rotación de las hélices está según la orientación perpendicular al eje principal del fuselaje, los centros de las hélices delanteras están posicionados más arriba que el centro de la hélice posterior.

6. Aeronave (10, 40) según una de las reivindicaciones 1 a 5, en la cual el soporte (17) de montante delantero forma un patín de aterrizaje.

7. Aeronave (10, 40) según una de las reivindicaciones 1 a 6, en la cual los motores (24, 26) de alas están montados sobre la fibra neutra de torsión de las alas (13, 14) delanteras.

8. Aeronave (10, 40) según una de las reivindicaciones 1 a 7, en la cual los motores (21, 24 y 26) están en los vértices de un triángulo (41) isósceles cuya medida del ángulo (42) más pequeño es superior a 45 grados.

9. Aeronave (10, 40) según la reivindicación 8, en la cual la medida del ángulo (42) más pequeño del triángulo (41) formado por los motores (21, 24 y 26) es superior a 50 grados.

10. Aeronave (10, 40) según una de las reivindicaciones 1 a 9, en la cual las hélices (25, 27) de los motores (24, 26) llevados por las alas (13, 14) están posicionadas por encima de las alas cuando los arboles de estas hélices están en la orientación perpendicular al eje principal del fuselaje (11).

11. Aeronave (10, 40) según una de las reivindicaciones 1 a 10, en la cual las hélices (25, 27) de los motores (24, 26) llevados por las alas (13, 14) están posicionadas antes de las alas delanteras, en el sentido del vuelo de la aeronave.

12. Aeronave (10, 40) según una de las reivindicaciones 1 a 11, en la cual los soportes (17, 18) de montante de alas están posicionados respectivamente, por debajo y por encima del fuselaje.

13. Aeronave (10, 40) según una de las reivindicaciones 1 a 12, en la cual, en cada unión de los extremos de alas delantera y posterior está posicionada una superficie (19, 20) vertical para cerrar los extremos de alas.

14. Aeronave (10, 40) según la reivindicación 13, en la cual las prolongaciones (38) verticales hacia abajo de las superficies (19, 20) verticales de cierre de los extremos de las alas (13 a 16) forman los patines de aterrizaje.

15. Aeronave (10, 40) según una de las reivindicaciones 1 a 14, en la cual el fuselaje (11) no lleva ningún estabilizador vertical.