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ES2953004T3 - Sistema de accionamiento de inclinación de las alas para aeronaves eléctricas de despegue y aterrizaje en vertical (VTOL) - Google Patents

Sistema de accionamiento de inclinación de las alas para aeronaves eléctricas de despegue y aterrizaje en vertical (VTOL) Download PDF

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ES2953004T3
ES2953004T3 ES18859252T ES18859252T ES2953004T3 ES 2953004 T3 ES2953004 T3 ES 2953004T3 ES 18859252 T ES18859252 T ES 18859252T ES 18859252 T ES18859252 T ES 18859252T ES 2953004 T3 ES2953004 T3 ES 2953004T3
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ES
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rotor
wing
aircraft
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rotation
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ES18859252T
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Inventor
Andrew Dudley Moore
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AMSL Innovations Pty Ltd
Original Assignee
AMSL Innovations Pty Ltd
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Publication date
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Abstract

Una aeronave (10) de despegue y aterrizaje vertical (VTOL) comprende un fuselaje (24), una primera y una segunda alas delanteras (20, 22) y una primera y segunda alas traseras (30, 32), teniendo cada ala un borde de ataque fijo (25, 35) y una superficie de control trasera (50) que gira alrededor de un eje generalmente horizontal. Los rotores eléctricos (60) están montados en las alas (20, 22, 30, 32), siendo pivotantes los rotores eléctricos (60) con la superficie de control de salida (50) entre una primera posición en la que cada rotor (60) tiene una eje de rotación vertical, y una segunda posición en la que cada rotor (60) tiene un eje de rotación generalmente horizontal; en el que al menos una de las alas (20, 22, 30, 32) tiene un primer y un segundo rotor eléctrico (60), cada uno de los cuales está montado con ejes de rotación no paralelos de modo que las líneas de empuje del primer y segundo rotores eléctricos son diferentes. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN
Sistema de accionamiento de inclinación de las alas para aeronaves eléctricas de despegue y aterrizaje en vertical (VTOL)
Campo técnico
La presente divulgación se refiere a un sistema de accionamiento de inclinación de las alas para aeronaves eléctricas de despegue y aterrizaje en vertical (VTOL). En concreto, la presente invención se refiere a un sistema y mecanismo de accionamiento de inclinación de las alas para aeronaves VTOL eléctricas de aplicación comercial y/ militar.
Antecedentes de la invención
Las aeronaves VTOL son capaces de despegar y aterrizar en vertical o en un ángulo parecido a vertical. Este estilo de aeronave incluye helicópteros y ciertas aeronaves de alas fijas, a menudo utilizadas en aplicaciones militares. Ventajosamente, las aeronaves VTOL permiten despegar y aterrizar en espacios limitados, ventaja que hace que no sea necesario disponer de una pista grande y permite el despegue y el aterrizaje en espacios pequeños, como cubiertas de embarcaciones y helipuertos sobre edificios y otras estructuras.
Los helicópteros son un estilo de aeronave en los que los rotores proporcionan sustentación y empuje. Existen varios inconvenientes asociados con los helicópteros que pueden ser problemáticos en algunas aplicaciones, tal como los altos niveles de emisión de ruido. Una de esas desventajas asociadas a los helicópteros tiene que ver con el diseño del rotor, que es fundamental para el vuelo. Generalmente, no existe redundancia en el diseño, lo que significa que el funcionamiento del rotor (o de cada uno de ellos) es crucial. Esta falta de redundancia impone que se deben aplicar grandes factores de seguridad en todos los componentes del rotor y el tren de transmisión, lo que aumenta considerablemente el peso y el coste de fabricación de los helicópteros.
El interés por las aeronaves eléctricas va aumentando por diversas razones comerciales y de seguridad. En los últimos años, ha habido un gran desarrollo con respecto a las tecnologías de drones que, por lo general, emplean una pluralidad de rotores eléctricos espaciados en torno a un diámetro primitivo. Los drones suelen funcionar con rotores eléctricos, cada uno de los cuales gira alrededor de un eje que normalmente es vertical.
Los drones Whist se están convirtiendo en una opción comercialmente viable para entregar pequeñas cargas útiles, aunque están limitados en general a velocidades de vuelo relativamente bajas debido al eje de giro vertical de los rotores. Además, tienen unos alcances razonablemente bajos por la carga de batería.
También existen las aeronaves de alas basculantes que, por lo general, funcionan según el principio de un eje de hélice vertical para el despegue y el aterrizaje y en las que sus alas están configuradas para inclinarse entre una configuración, en la que las hélices tienen ejes verticales para despegue y aterrizaje, y una configuración, en la que las hélices tienen ejes horizontales para el vuelo hacia adelante.
La disposición del ala basculante mencionada anteriormente brinda la ventaja de despegar y aterrizar en zonas con un espacio disponible limitado, como portaaviones y helipuertos. Adicionalmente, las aeronaves de alas basculantes pueden proporcionar una velocidad de vuelo comparable a los aviones convencionales de alas fijas accionados por hélice.
Las aeronaves de alas basculantes, por lo general, tienen motores eléctricos o motores de turbina de gas que accionan las hélices o ventiladores canalizados montados directamente en el ala. Todo el ala gira entre vertical y horizontal para inclinar el vector de empuje de vertical a horizontal y de vuelta.
A modo de definición, la "línea de empuje", también denominada "vector de empuje", es la fuerza de empuje de la hélice y es aproximadamente la misma que la del eje de giro de la hélice. La "línea de bisagra" es el eje de giro de la bisagra.
Existen varias desventajas inherentes a las aeronaves de alas basculantes existentes. Una desventaja se refiere a los actuadores y rodamientos u otros mecanismos similares necesarios para controlar el ángulo de inclinación del ala entre la configuración de despegue/aterrizaje y la configuración de vuelo hacia adelante. Los actuadores también pueden servir para bloquear el ala en la inclinación deseada durante el vuelo hacia adelante. Sin embargo, en la práctica, los actuadores y rodamientos añaden un peso significativo a la aeronave. Esto genera una reducción de la cantidad de carga útil que se puede transportar, por ejemplo, el personal o la carga. Además, debido a la naturaleza crítica del sistema de accionamiento de inclinación de las alas y los rodamientos, ese conjunto debe diseñarse con un grado suficiente de redundancia para reducir el riesgo de fallo catastrófico.
Actualmente, Lilium Aviation está diseñando y probando un avión VTOL eléctrico bajo la marca Lilium Jet™. Ese prototipo está pensado para ser una aeronave de transporte liviana para dos pasajeros con dos alas y aproximadamente 36 motores eléctricos.
Una desventaja del tipo de aeronave que es Lilium Jet™ tiene que ver con los motores eléctricos, que son motores de tipo ventilador encapsulado. Esta disposición consume mucha energía, lo que hace que se reduzca el posible alcance con determinados tamaños de batería.
Además, los ventiladores encapsulados solo se pueden poner en funcionamiento para despegar y aterrizar en superficies duras, tales como helipuertos y pistas designadas. Esto limita el aprovechamiento de la aeronave y hace que no pueda utilizarse para despegar y aterrizar en superficies que no sean firmes, tales como parques, campos y jardines. Para aplicaciones militares, no suele ser lo conveniente y no se permiten realizar aterrizajes improvisados en ubicaciones remotas.
Otro concepto de aeronave VTOL es la S2 electric™ de Joby Aviación. Este diseño tiene alas fijas con una pluralidad de motores eléctricos, preferentemente cuatro, montados en cada ala. Hay cuatro motores adicionales montados en el estabilizador trasero o cola. Una desventaja de este concepto de aeronave es que cada motor eléctrico se acciona de forma independiente, lo que requiere un actuador distinto para cada motor. Como se ha indicado anteriormente, se añade así un peso adicional significativo en el sistema de los motores de accionamiento.
El documento US 2016/0288903 divulga dispositivos de vectorización de empuje accionados aerodinámicamente; el documento US2015/0266571 divulga una aeronave de despegue y aterrizaje en vertical ligera y aerodinámicamente eficiente con rotores pivotantes y palas de rotor replegables.
Objeto de la invención
Un objeto de la presente invención es resolver sustancialmente o, al menos, mejorar una o más de las desventajas anteriores, o proporcionar una alternativa útil.
Sumario de la invención
En un primer aspecto, la presente invención proporciona una aeronave de despegue y aterrizaje en vertical (VTOL) como se expone en la reivindicación 1.
Preferentemente, una línea de empuje del primer rotor está inclinada para pasar por encima de la línea de bisagra (hinge line), y una línea de empuje del segundo rotor está inclinada para pasar por debajo de la línea de bisagra.
Un eje de giro del primer rotor está preferentemente inclinado hacia arriba respecto a un plano que atraviesa las porciones de ataque y fuga de la superficie de control, y un eje de giro del segundo rotor está inclinado hacia abajo respecto a un plano que atraviesa las porciones de ataque y fuga de la superficie de control.
Cuando el primer y segundo rotores funcionan a las mismas velocidades de giro, los momentos de giro generados por cada uno de los rotores primero y segundo y que actúan sobre la superficie de control se anulan referentemente entre sí.
Los motores eléctricos primero y segundo están preferentemente montados de forma pivotante en la parte inferior del borde de ataque fijo.
De acuerdo con la invención, el primer y segundo motores eléctricos están fijados a la superficie de control de fuga.
De acuerdo con un ejemplo no según la presente invención, se describe una aeronave de despegue y aterrizaje en vertical (VTOL) que comprende:
un fuselaje;
una primera y segunda alas delanteras montadas en lados opuestos del fuselaje;
una primera y segunda alas traseras montadas en lados opuestos del fuselaje;
teniendo cada ala un borde de ataque fijo y una superficie de control de fuga que pivota alrededor de un eje generalmente horizontal;
una pluralidad de motores eléctricos, cada uno de los cuales tiene rotores montados en las alas, siendo los motores eléctricos y los rotores pivotantes con la superficie de control de fuga entre una primera posición, en la que cada rotor tiene un eje de giro generalmente vertical, y una segunda posición, en la que cada rotor tiene un eje de giro generalmente horizontal;
en donde al menos una de las alas tiene un primer motor eléctrico que tiene un primer rotor y un segundo motor eléctrico que tiene un segundo rotor, que están desplazados con respecto a las superficies superior e inferior del ala.
Preferentemente, el primer rotor está situado por debajo de la superficie inferior del ala y el segundo rotor está situado por encima de la superficie superior del ala.
Los motores eléctricos y los rotores se distribuyen preferentemente a lo largo del ala en posiciones por debajo de la superficie inferior del ala y alternativamente por encima de la superficie superior del ala.
Una porción distal de cada ala delantera, la más alejada del fuselaje, está preferentemente conectada a una porción distal del ala trasera adyacente mediante un miembro de conexión, definiendo una estructura de alas en cajón. Cada ala delantera está preferentemente conectada al ala trasera adyacente con uno o más puntales o tirantes. La superficie de control es preferentemente pivotante en un rango de aproximadamente 80 y 100 grados. La superficie de control es preferentemente pivotante en un rango de aproximadamente 90 grados.
De acuerdo con un ejemplo no según la presente invención, se describe una aeronave de despegue y aterrizaje en vertical (VTOL) que comprende:
un fuselaje;
una primera y segunda alas delanteras montadas en lados opuestos del fuselaje;
una primera y segunda alas montadas en lados opuestos del fuselaje; estando cada ala delantera conectada al ala trasera adyacente con un miembro o puntal o puntales de conexión distal para definir una estructura de alas en cajón o ala reforzada con puntales;
teniendo cada ala un borde de ataque fijo y una superficie de control de fuga que pivota alrededor de un eje generalmente horizontal;
una pluralidad de motores eléctricos que tienen rotores montados en las alas, teniendo los motores eléctricos unos rotores que son pivotantes con la superficie de control de fuga entre una primera posición, en la que cada rotor tiene un eje de giro generalmente vertical, y una segunda posición, en la que cada rotor tiene un eje de giro generalmente horizontal.
Al menos una de las alas tiene preferentemente un primer motor eléctrico que tiene un primer rotor y un segundo motor eléctrico que tiene un segundo rotor, que están desplazados con respecto a una superficie superior e inferior del ala. El primer rotor eléctrico está preferentemente situado por debajo de la superficie inferior del ala y el segundo rotor eléctrico está preferentemente situado por encima de la superficie superior del ala.
Los motores eléctricos y los rotores se distribuyen preferentemente a lo largo del ala en posiciones por debajo de la superficie inferior del ala y alternativamente por encima de la superficie superior del ala.
De acuerdo con un ejemplo no según la presente invención, se describe una aeronave de despegue y aterrizaje en vertical (VTOL) que comprende:
un fuselaje;
una primera y segunda alas delanteras montadas en lados opuestos del fuselaje, teniendo cada ala un borde de ataque fijo y una superficie de control de fuga que pivota alrededor de un eje de pivote generalmente horizontal; teniendo cada ala un primer motor eléctrico que tiene un primer rotor y un segundo motor eléctrico que tiene un segundo rotor, siendo pivotantes los motores eléctricos y los rotores con la superficie de control de fuga entre una primera posición, en la que cada rotor tiene un eje de giro generalmente vertical, y una segunda posición, en la que cada rotor tiene un eje de giro generalmente horizontal,
un sistema de control para controlar cada motor y rotor;
en donde el sistema de control está configurado para hacer funcionar selectivamente el primer motor eléctrico y el primer rotor y el segundo motor eléctrico y el segundo rotor a diferentes velocidades de giro con el fin de generar un momento de giro para pivotar la superficie de control en torno al eje de pivote.
Al menos una de las alas tiene preferentemente un primer y un segundo rotor eléctrico, en donde una línea de empuje del primer rotor eléctrico está inclinada para pasar por encima de una línea de bisagra, y una línea de empuje del segundo rotor eléctrico está inclinada para pasar por debajo de la línea de bisagra.
Los rotores eléctricos están preferentemente ubicados en la parte inferior de cada ala.
Cada rotor está preferentemente desplazado longitudinalmente con respecto a un rotor adyacente montado sobre la misma ala, en torno a un eje de giro de los rotores.
Cada diámetro externo del rotor se superpone preferentemente respecto a un diámetro externo del rotor adyacente y está montado en la misma ala cuando se observa en un plano que se extiende perpendicular a un eje de giro de los rotores.
El fuselaje tiene preferentemente una cabina a la que se accede a través de una puerta orientada hacia adelante y está articulada en una región superior para abrirse hacia arriba.
Cada una de la primera y segunda alas traseras incluye preferentemente una aleta que se extiende hacia abajo y hacia atrás, que tiene una o más ruedas para soportar la aeronave.
Breve descripción de los dibujos
A continuación, se describirá una realización preferida de la invención a modo de ejemplo con referencia a los dibujos adjuntos, en los que:
la figura 1 es un diagrama esquemático que representa una aeronave de despegue y aterrizaje en vertical (VTOL) de acuerdo con un ejemplo no según la presente invención, útil para entender la invención, en una configuración de despegue y aterrizaje;
la figura 2 es un diagrama esquemático que representa la aeronave VTOL de la figura 1 en una segunda configuración de vuelo hacia adelante;
la figura 3 es un esquema que muestra una disposición de montaje para montar un motor eléctrico en un ala de la aeronave de las figuras 1 y 2 en posición de rotor en vertical (despegue y aterrizaje);
la figura 4 es otra vista esquemática de la disposición de la figura 3 con el rotor en una posición parcialmente inclinada;
la figura 5 es otra vista esquemática de la disposición de la figura 3 con el rotor en otra posición inclinada;
la figura 6 es una vista esquemática adicional de la disposición de la figura 3 con el rotor en posición horizontal (vuelo hacia delante);
la figura 7 es una vista en perspectiva que representa una realización de acuerdo con la presente invención de la aeronave VTOL;
la figura 8 es una vista lateral de la disposición de las alas de la figura 7;
la figura 9 es una vista desde arriba de la disposición de las alas de la figura 7;
la figura 10 es una vista en perspectiva de la disposición de las alas de la figura 7, con las palas del rotor replegadas; la figura 11A es una vista lateral esquemática que muestra una disposición de montaje para montar un motor eléctrico en un ala de la aeronave (eje de rotor vertical);
la figura 11B es una vista en perspectiva de la disposición de montaje de la figura 11A;
la figura 11C es una vista lateral esquemática que muestra la disposición de montaje de la figura 11A, pero con el eje del rotor en vertical;
la figura 11D es una vista en perspectiva de la disposición de montaje de la figura 11C;
la figura 12 es una vista en sección transversal esquemática que representa la transición entre la disposición vertical y horizontal de las alas de la aeronave de cualquiera de las figuras 7 a 11D; y
la figura 13 es una vista esquemática en perspectiva de la aeronave en una configuración estacionada con la escotilla de acceso abierta;
la figura 14 es una vista lateral de una aeronave con los rotores representados en una posición de eje vertical; la figura 15 es una vista superior de la aeronave con los rotores representados en una posición de eje horizontal; la figura 16 es una vista en perspectiva de la aeronave con los rotores representados en una posición de eje vertical; y
la figura 17 es una vista delantera de la aeronave con los rotores representados en una posición de eje horizontal.
Descripción detallada de las realizaciones preferidas
Se divulga una aeronave de despegue y aterrizaje en vertical (VTOL) 10. En la realización preferida, como se representa en los dibujos, hay dos pares de alas. En concreto, las alas delanteras 20, 22 y las alas traseras 30, 32. Cada una de las alas delanteras 20, 22 está unida a una región lateralmente opuesta del fuselaje 24. De forma similar, cada una de las alas traseras 30, 32 está unida a una región lateralmente opuesta del fuselaje 24. En la realización mostrada en los dibujos, la aeronave 10 se representa como una aeronave de un solo asiento o de dos asientos 10. Sin embargo, también se prevén realizaciones más grandes de varias personas. La aeronave 10 puede ser controlada desde dentro por un piloto o, alternativamente, puede ser controlada a distancia.
En la realización mostrada en los dibujos, las porciones distales de las alas delanteras 20, 22 y las alas traseras 30, 32 están conectadas mediante miembros de conexión o refuerzos 42, de manera que los dos pares de alas 20, 22, 30, 32 definan una estructura de ala en cajón o de ala cerrada.
En otra realización (no mostrada), las alas delanteras 20, 22 y las alas traseras 30, 32 pueden ser alas arriostradas, conectadas mediante tirantes o puntales. Un ala arriostrada es generalmente más liviana que un ala en voladizo convencional.
Si bien la aeronave VTOL 10 descrita en el presente documento es una aeronave de alas en cajón o arriostrada 10, las personas expertas en la materia apreciarán que la aeronave 10 puede ser una aeronave de alas en voladizo convencional en la que las alas delanteras 20, 22 y las alas traseras 30, 32 están separadas y no interconectadas. Además, la aeronave 10 puede tener solo un único par de alas.
Con referencia a las figuras, las alas delanteras 20, 22 y las alas traseras 30, 32 están separadas verticalmente, de manera que las alas delanteras 20, 22 se sitúen verticalmente debajo de las alas traseras 30, 32.
Como se ha representado en la figura 2, la porción de punta 40 de las alas traseras 30, 32 se extiende hacia abajo y hacia atrás. Esta porción de punta del ala o aleta 40 ayuda a reducir los vórtices en las puntas de las alas. Las aletas 40 pueden incluir una o más ruedas 39 (figuras 13 y 14) para soportar la aeronave 10 cuando está estacionaria y durante el despegue y el aterrizaje. La aeronave 10 también tiene una rueda adicional o un juego de ruedas 41 que se encuentra debajo del fuselaje 24, generalmente cerca de la parte delantera del fuselaje 24. De esta forma, las ruedas traseras 39 y las ruedas delanteras 41 están situadas en los vértices de un triángulo isósceles. Al ubicar las ruedas traseras 39 en las aletas 40, se maximiza el ancho del mencionado triángulo isósceles, aumentando así la estabilidad de la aeronave 10.
Con referencia a la vista lateral de la figura 14, la aleta 40 y el miembro de conexión 42 definen juntos una porción generalmente en forma de T del conjunto de ala.
Con referencia a las realizaciones de las figuras 13-17, se accede a la cabina a través de una puerta o escotilla 82 que está articulada en la parte superior, encima de los ocupantes, mediante unas bisagras 85. En la realización mostrada en las figuras 13 a 18, hay dos bisagras 85 y la escotilla de apertura hacia arriba 82.
La disposición de bisagras 85 situada en la parte superior para fijar la escotilla 82 y la escotilla de apertura hacia arriba 82 proporcionan varias ventajas funcionales. En primer lugar, esta configuración permite a los usuarios acceder a la cabina desde la parte delantera de la aeronave 10 sin acercarse a los rotores 70. Esta disposición hace que salir de la aeronave 10 sea especialmente sencillo, ya que el usuario simplemente tiene que levantarse de su asiento y avanzar alejándose de la aeronave 10.
La escotilla de apertura hacia arriba 82 también proporciona una mejor protección contra la lluvia durante la entrada y la salida, ya que la escotilla, por lo general, permanece por encima de la cabina cuando está abierta.
Además, la escotilla 82 permite que la parte delantera de la cabina esté situada cerca de la superficie del suelo subyacente. La altura del escalón desde la superficie del suelo subyacente para entrar en la cabina es de unos 250 mm, lo que representa una gran mejora en comodidad y facilidad de entrada/salida en comparación con otras aeronaves ligeras.
De nuevo, haciendo referencia a la figura 2, un lado proximal de cada aleta 40 está conectado al miembro de conexión 42, que une el ala delantera 20 adyacente y el ala trasera 30. Otro miembro de conexión 42 une el ala delantera 22 adyacente y el ala trasera 32 en el lado opuesto del fuselaje 24.
Cada una de las alas delanteras 20, 22 y las alas traseras 30, 32 tiene un borde de ataque fijo 25, 35. El borde de ataque 25, 35 tiene un perfil curvo en forma de una porción de un perfil aerodinámico. Resulta importante señalar que el borde de ataque no gira ni se mueve de otro modo con respecto al fuselaje 24.
En el lado de fuga de cada borde de ataque fijo 25, 35, las alas delanteras 20, 22 y/o las alas traseras 30, 32 tienen un alerón o superficie de control 50 montada de forma pivotante. Cada superficie de control 50 es pivotante entre una configuración generalmente vertical para el despegue y el aterrizaje (como se muestra en la figura 1) y una configuración generalmente horizontal para el vuelo hacia adelante (como se muestra en la figura 2).
La superficie de control 50 puede ser una sola superficie que se extienda de forma continua a lo largo de toda la longitud del ala 20, 22, 30, 32. Como alternativa, cada ala 20, 22, 30, 32 puede tener una o más superficies de control 50 que pivoten de forma independiente, de manera que las superficies de control 50 puedan pivotar en torno al borde de ataque 25, 35, independiente de las otras superficies de control 50.
La aeronave de despegue y aterrizaje en vertical (VTOL) 10 incluye una pluralidad de motores eléctricos 60. Cada motor 60 tiene una hélice o rotor 70. Como se ha representado en las figuras, la porción de cuerpo 62 de cada motor 60 está montada adyacente a la superficie superior o la superficie inferior de la superficie de control móvil 50, en general, delante del borde de ataque fijo 25, 35. La superficie de control 50 puede girar en un rango de entre aproximadamente 80 y 100 grados, y preferentemente aproximadamente 90 grados tanto en el modo de vuelo en horizontal (figura 2) como en el modo de vuelo en vertical (figura 1).
Los motores 60 pueden montarse lo suficientemente adelante del borde de ataque fijo 25, 35 para que las palas del rotor puedan plegarse hacia atrás y permanecer fuera de la estructura del ala. Sin embargo, una realización preferida emplea rotores no plegables 70 con un mecanismo de paso variable. También se pueden utilizar palas de paso fijo.
Existen dos disposiciones de montaje posibles para los motores 60 y la superficie de control 50:
a) cada motor 60 puede estar conectado de manera pivotante a uno de los bordes de ataque fijos 25, 35 y la superficie de control 50 está fijada a la porción de cuerpo 62 del motor 60; o
b) la superficie de control 50 puede estar conectada de manera pivotante a uno de los bordes de ataque fijos 25, 35 y la superficie de control está fijada a la porción de cuerpo 62 del motor 60.
Cada uno de los motores eléctricos 60 pivota alrededor del borde de ataque 25, 35 con las superficies de control 50 entre una primera posición, en la que el rotor de cada motor 60 tiene un eje de giro generalmente vertical, y una segunda posición, en la que cada uno de los rotores de cada motor 60 tiene un eje de giro generalmente horizontal.
En la realización representada en las figuras 1 a 6, que no es según la presente invención, al menos una de las alas 20, 22, 30, 32 tiene un primer y un segundo motores 60 que están desplazados entre sí alrededor de un plano que atraviesa la superficie de control 50. En la realización mostrada en las figuras 1 a 6 de los dibujos, esto se consigue ubicando los motores 60 en los lados superior e inferior opuestos del ala 20, 22, 30, 32. En la realización representada en las figuras 1-6, cada ala tiene cuatro motores eléctricos 60. En concreto, dos motores eléctricos 60 montados por encima del ala 20, 22, 30, 32 y dos motores eléctricos 60 montados por debajo del ala 20, 22, 30, 32, en una configuración alternativa. En otra realización, cada ala 20, 22, 30, 32 tiene dos motores eléctricos 60.
Los motores eléctricos 60 y sus torres de montaje están montados, cada uno, en la superficie de control 50 pivotante. Cada motor 60 gira alrededor de un punto de bisagra 33. Los cuatro motores 60 están montados con diferentes líneas de empuje. En concreto, dos de los motores 60 tienen una línea de empuje que tiende a girar la superficie de control 50 horizontalmente, y otros dos motores tienen una línea de empuje que tiende a girar el ala 20, 22, 30, 32 verticalmente. Cuando los cuatro motores 60 funcionan al unísono, los momentos se anulan y se logra la estabilización en el modo de vuelo en vertical.
La secuencia de ajuste de las alas, representada en las figuras 3 a 6, muestra el cambio de inclinación de los motores 60 y la superficie de control 50 cuando se realiza la transición entre la posición de despegue y la posición de vuelo hacia adelante de las alas. Como se muestra en esas figuras, los bordes de ataque 25, 35 son estacionarios y no pivotantes. Por el contrario, los motores 60 y las superficies de control 50 pivotan al unísono.
Con referencia a la figura 6, cuando el ala llega a la posición horizontal final, para realizar el vuelo hacia adelante, el acoplamiento entre los bordes de ataque 25, 35 y las superficies de control 50 evita que el ala 20, 22, 30, 32 siga pivotando. Esto ocurre porque el ala 20, 22, 30, 32 y la superficie de control 50 tienen superficies de acoplamiento complementarias.
En las figuras 7 a 12 se muestra una realización de acuerdo con la invención. En esta realización, cada uno de los cuatro motores 60 está montado debajo de las alas 20, 22, 30, 32. En concreto, cada motor 60 está fijado con bisagras en una ubicación debajo del ala 20, 22, 30, 32, que se puede utilizar para crear una ranura de borde de ataque 72, que aumenta aún más el coeficiente de sustentación y reduce el bataneo en ángulos de inclinación importantes en descenso.
La ranura de borde de ataque 72 es el espacio entre los bordes de ataque 25, 35 y la superficie de control de la inclinación 50. La ranura 72 se puede ver en las figuras 3, 4, 5 y está en la posición cerrada en la figura 6. La ranura de borde de ataque 72 también se puede ver en la figura 11A.
Con referencia a la figura 8, en esta disposición, los ejes de giro de los motores 60 no son paralelos. En concreto, por cada par de motores 60, cada motor impar 60 tiene un eje de giro XX que está inclinado hacia abajo con respecto a la superficie de control 50, y cada motor par 60 tiene un eje de giro YY que está inclinado hacia arriba con respecto a la superficie de control 50. De esta manera, uno de los motores 60 tiene una línea de empuje que tiende a girar la superficie de control 50 en sentido dextrógiro y el otro motor tiene una línea de empuje que tiende a girar la superficie de control 50 en sentido levógiro. Cuando los dos motores 60 funcionan al unísono, a una velocidad de giro similar, los momentos se anulan y se consigue la estabilización en el modo de vuelo vertical.
La aeronave 10 proporciona una fuente de alimentación regulada por separado a cada motor 60. Esto permite que se suministre una tensión diferente a cada motor y, por lo tanto, cada motor 60 puede generar selectivamente una salida de potencia variable para conseguir las condiciones de vuelo deseadas, como girar a la izquierda y a la derecha.
Además, la potencia independiente de los motores 60 permite que los motores 60 se utilicen para inclinar la superficie de control 50 ubicada en los bordes de fuga de las alas 20, 22, 30, 32.
Las figuras 11A a 11D muestran un esquema lateral de un motor 60 montado en la parte inferior de una de las alas 20, 22, 30, 32. Una placa de bisagra 28 está conectada al borde de ataque fijo 25, 35 y se extiende hacia abajo. El motor 60 está conectado de manera pivotante a la placa de bisagra 28 en el punto de bisagra 33. La hélice 70 y la estructura de torre se fijan a la superficie de control 50, que gira alrededor del punto de bisagra 33.
En la segunda realización, con motores 60 montados en la parte inferior del ala, la secuencia de ajustes de las alas representada en las figuras 11A a 11D muestra el cambio de inclinación de los motores 60 y las superficies de control 50 cuando se realiza la transición entre la posición vertical de despegue y la posición horizontal de vuelo hacia adelante de las alas. De la misma manera que en la primera realización, los bordes de ataque 25, 35 son estacionarios y no pivotantes, y los motores 60 y las superficies de control 50 pivotan al unísono.
La figura 12 es una vista en sección transversal esquemática que representa la transición entre la posición vertical y horizontal de las alas de una cualquiera de las figuras 7 a 11D. Como se muestra en esa figura, se muestra la separación vertical y horizontal entre las alas delantera y trasera. La figura 12 también muestra que las líneas de tracción de los motores adyacentes en cada ala no son paralelas, lo que genera el momento en torno al punto de bisagra 33, que se puede emplear selectivamente para girar las superficies de control 50.
En las realizaciones mostradas en las figuras 1 a 17, hay dos o cuatro motores 60 montados en cada ala 20, 22, 30, 32. Sin embargo, en la aeronave 10 pueden montarse motores adicionales 60, por ejemplo, en las alas 20, 22, 30, 32, la nariz del fuselaje 24 o los miembros de conexión 42 de las alas.
En la realización mostrada en las figuras 15 a 17, hay dos motores 60 montados en cada ala 20, 22, 30, 32. Al emplear un número menor de motores 60, puede aumentar el diámetro del rotor 70. Como se muestra en la realización de la figura 17, los diámetros de las palas de rotor 70 se superponen a las palas de rotor adyacentes cuando se observan desde el frente. Para incorporar la superposición, los motores 60 están montados de tal manera que cada conjunto de palas de rotor está desplazado longitudinalmente respecto al conjunto adyacente de palas de rotor (respecto a un eje de giro), evitando así el contacto entre los rotores adyacentes, al mismo tiempo que permite el despliegue de rotores de gran diámetro. Esto se muestra en la figura 15.
En una realización, el mecanismo de bisagra se puede integrar en la estructura de la vaina del motor, lo que reduce aún más el peso estructural. Otra posible mejora es que cuando haya varias vainas de motor, cada vaina albergue un rodamiento de bisagra.
Con referencia a la figura 10, las palas de rotor 70 de los motores 60 pueden plegarse hacia abajo cuando no se utilicen. Además, algunas de las palas de rotor 60 pueden plegarse hacia abajo y hacia atrás cuando estén en modo de vuelo hacia adelante, ya que normalmente se requiere menos potencia de propulsión en el modo de vuelo hacia adelante en comparación con el despegue y el aterrizaje.
Ventajosamente, la aeronave 10 permite rodamientos articulados distribuidos más pequeños para cada motor 60, que pueden ser redundantes y de un diámetro mucho menor (por lo tanto, más ligeros).
La invención puede proporcionar un borde de ataque ranurado que reduce drásticamente el bataneo que experimentan las aeronaves de alas basculantes durante el descenso.
Se pueden montar motores eléctricos adicionales (no mostrados) en estructuras que no sean las alas, como el fuselaje, para generar fuerza de sustentación y/o velocidad de avance adicionales.
Ventajosamente, una estructura de alas en cajón es más eficiente aerodinámicamente que un ala convencional del mismo tamaño y puede ser más eficiente estructuralmente (por lo tanto, más liviana).
Ventajosamente, la estructura del alas en cajón proporciona rigidez adicional.
Ventajosamente, la aeronave 10 reduce el peso de los rodamientos y la estructura basculante requerida en comparación con una aeronave convencional de alas basculantes. Esto se debe a que un ala basculante convencional requiere un solo par de rodamientos grandes (uno a cada lado del fuselaje de la aeronave) con una estructura rígida que gira.

Claims (14)

REIVINDICACIONES
1. Una aeronave de despegue y aterrizaje en vertical, VTOL (10), que comprende:
un fuselaje (24);
una primera y segunda alas delanteras (20, 22) montadas en lados opuestos del fuselaje (24);
una primera y segunda alas traseras (30, 32) montadas en lados opuestos del fuselaje (24);
teniendo cada ala (20, 22, 30, 32) un borde de ataque fijo (25, 35) y una superficie de control de fuga (50) que pivota alrededor de un eje generalmente horizontal;
una pluralidad de motores eléctricos (60) que tienen rotores (70) montados en las alas (20, 22, 30, 32), estando fijados los motores (60) y los rotores (70) a y siendo pivotantes con la superficie de control de fuga (50) entre una primera posición, en la que cada rotor (70) tiene un eje de giro generalmente vertical, y una segunda posición, en la que cada rotor (70) tiene un eje de giro generalmente horizontal;
caracterizada por que al menos una de las alas (20, 22, 30, 32) tiene un primer motor eléctrico (60) que tiene un primer rotor (70) y un segundo motor eléctrico (60) que tiene un segundo rotor (70), que están montados cada uno con unos ejes de giro no paralelos, de modo que las líneas de empuje del primer y segundo rotor (70) sean diferentes.
2. La aeronave VTOL (10) de la reivindicación 1, en donde una línea de empuje del primer rotor (70) está inclinada para pasar por encima de la línea de bisagra, y una línea de empuje del segundo rotor (70) está inclinada para pasar por debajo de la línea de bisagra.
3. La aeronave VTOL (10) de la reivindicación 1 o 2, en donde un eje de giro del primer rotor (70) está inclinado hacia arriba con respecto a un plano que atraviesa las porciones de ataque y fuga de la superficie de control (50), y un eje de giro del segundo rotor (70) está inclinado hacia abajo con respecto a un plano que atraviesa las porciones de ataque y fuga de la superficie de control (50).
4. La aeronave VTOL (10) de una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde, cuando el primer y segundo rotores (70) funcionan a las mismas velocidades de giro, los momentos de giro generados por cada uno del primer y segundo rotores (70) y que actúan sobre la superficie de control (50) se anulan entre sí.
5. La aeronave VTOL (10) de una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde el primer y segundo motores eléctricos (60) están montados de forma pivotante en la parte inferior del borde de ataque fijo (25, 35).
6. La aeronave VTOL (10) de la reivindicación 5, en donde el primer y segundo motores eléctricos (60) están fijados a la superficie de control de fuga (50).
7. La aeronave VTOL (10) de una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde una porción distal de cada ala delantera (20, 22), más alejada del fuselaje (24), está conectada a una porción distal del ala trasera adyacente (30, 32) con un miembro de conexión (42), definiendo una estructura de alas en cajón.
8. La aeronave VTOL (10) de una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde cada ala delantera (20, 22) está conectada al ala trasera (30, 32) adyacente con uno o más puntales o tirantes.
9. La aeronave VTOL (10) de una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde la superficie de control (50) es pivotante en un rango de aproximadamente 80 y 100 grados.
10. La aeronave VTOL (10) de la reivindicación 9, en donde la superficie de control (50) es pivotante en un rango de aproximadamente 90 grados.
11. La aeronave VTOL (10) de una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde cada rotor (70) está desplazado longitudinalmente con respecto a un rotor adyacente (70) montado en la misma ala (20, 22, 30, 32), sobre un eje de giro de los rotores (70).
12. La aeronave VTOL (10) de la reivindicación 11, en donde el diámetro externo de cada rotor (70) se superpone respecto a un diámetro externo del rotor (70) adyacente y está montado en la misma ala (20, 22, 30, 32) cuando se observa en un plano que se extiende perpendicular a un eje de giro de los rotores (70).
13. La aeronave VTOL (10) de una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde el fuselaje (24) tiene una cabina a la que se accede a través de una puerta que está orientada hacia adelante y está articulada en una región superior para abrirse hacia arriba.
14. La aeronave VTOL (10) de una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde la primera y segunda alas traseras (30, 32) incluyen, cada una, una aleta que se extiende hacia abajo y hacia atrás (40) que tiene una o más ruedas (39) para soportar la aeronave (10).
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