Una aeronave a reacción de triple modo (100) capaz de transformarse automáticamente desde un modo de helicóptero a un modo compuesto hasta un modo en ala fija sin ninguna intervención del piloto de la aeronave,

comprendiendo la aeronave: un fuselaje (102); un motor turbofan (200) montado dentro del fuselaje para producir un flujo de gases de escape; unas palas de rotor (104) que tienen una diversidad de toberas de salida (110, 112) para la salida del flujo de gas de escape, estando montadas las palas del rotor sobre el fuselaje, una válvula de mástil (202) para la regulación del flujo de gases de escape a la diversidad de las toberas de salida de las palas del rotor; una tobera de crucero (204) para la regulación y salida del flujo de gas de escape; y un planificador para la planificación de la válvula de mástil y la tobera de crucero en función de la velocidad de la aeronave y para la supervisión del flujo de gas de escape que se está expulsando desde la diversidad de toberas de salida, la válvula de mástil y la tobera de crucero para impedir el calado del motor turbofan

ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN

1. Campo de la invención

La presente invención se refiere en general a una aeronave, y más particularmente a unos sistemas y métodos de control de vuelo mejorado para una aeronave a reacción de triple modo.

2. Descripción de las técnicas relacionadas

La Patente de Estados Unidos Nº 5.951.608 de Osder, titulada “Flight Control System For Jet Powered Tri-Mode Aircraft”, que está asignada al asignatario de la presente invención, describe un sistema de control de vuelo básico para una aeronave a reacción de triple modo. Una aeronave a reacción de triple modo tiene generalmente tres modos principales de operación, que son un modo de helicóptero, un modo compuesto y un modo de ala fija. La aeronave a reacción de triple modo se diseña para despegar verticalmente en modo helicóptero y para volar a continuación horizontalmente el modo de ala fija.

En el modo helicóptero, se aplica la potencia a unas paletas del rotor de la aeronave de modo que la aeronave pueda despegar en una dirección vertical. Las palas del rotor giratorias proporcionan la ventaja de un pequeño espacio para los despegues y aterrizajes. En modo helicóptero, la velocidad hacia delante de la aeronave se controla mediante la inclinación del rotor que genera el vector de empuje hacia adelante o hacia atrás. Inicialmente, la mayor parte de la potencia disponible se aplica a las palas del rotor y las palas del rotor proporcionan la mayor parte de la maniobrabilidad y control de la aeronave. El control de la aeronave se incrementa por las superficies aéreas (por ejemplo, los elevones y las superficies de cola horizontales) debido al torbellino descendente que mejora la eficacia de las superficies aéreas a velocidades de desplazamiento bajas. Los chorros de punta del rotor eliminan la necesidad de un sistema anti-par tal como el rotor de cola o equivalente. Sin embargo, se usan los propulsores diferenciales izquierdo y derecho para tener un control de la guiñada. Estas y otras características se describen en detalle en la patente ‘608.

En el modo compuesto, las paletas del rotor se descargan gradualmente hasta que esencialmente proporcionan una sustentación cero. La descarga completa tiene lugar a una velocidad predeterminada, a veces denominada como velocidad de conversión. En el modo compuesto, la velocidad de avance de la aeronave se mantiene mediante la aplicación de potencia al reactor convencional para dirigir el escape del motor hacia la región posterior. Las superficies aéreas proporcionan la mayor parte de la maniobrabilidad y control de la aeronave a velocidades más elevadas del modo compuesto. Los controles del plato oscilante del rotor se combinan con los elevones, el timón de dirección y los controles aerodinámicos de cola horizontales, convirtiéndose los controles de las superficies aerodinámicas en dominantes a mayores velocidades mientras que los controles del plato oscilante del rotor reducen su ganancia gradualmente hasta cerca de cero a las velocidades superiores del modo compuesto. El canard es también articulado, de modo que combinado con la cola horizontal, estas superficies aéreas proporcionan toda la sustentación de la aeronave a la velocidad de conversión una vez que todo el peso de la aeronave está soportado por la sustentación generada por la superficies aéreas, las palas del rotor se detienen rápidamente y se bloquean en una posición y la aeronave funciona en el modo de ala fija. Los detalles adicionales en relación con la técnica para detener/arrancar las palas del rotor se describen en, por ejemplo, la Patente de Estados Unidos Nº 6.193.464 de Nyhus y Osder, titulada “Active Brake Control For Rotor/Wing Aircraft”, que está asignada al asignatario de la presente invención.

En el modo de ala fija, la superficies aéreas y las palas del rotor bloqueadas proporcionan toda la sustentación de la aeronave. El canard y las posiciones de cola horizontales se alinean para permitir que la aeronave se desplace de modo más eficiente a velocidades elevadas. Para controlar la aeronave, se implementa el concepto básico de estabilización y control de la aeronave y se basa en el comando del vector de velocidad deseada de la aeronave. Se usa el control del vector de velocidad para proporcionar un control integrado de la trayectoria de vuelo y la velocidad del rotor de la aeronave en todos los modos de vuelo. El concepto de la estabilización y control básicos de la aeronave usando el vector de velocidad deseada de la aeronave se describe en, por ejemplo, la Patente de Estados Unidos Nº

5.001.646 de Caldwell y Osder, titulada “Automated Helicopter Flight Control

System”, que está asignada al asignatario de la presente invención.

Para integrar el control de propulsión y el control de vuelo de la aeronave en el modo compuesto, la patente ‘609 describe un método de control de la velocidad del rotor a través de la modulación de la posición colectiva. Además, la patente ‘608 describe una válvula de desvío para dividir el escape del motor entre los chorros de punta del rotor y la tobera de crucero. Cuando la aeronave está en vuelo estacionario y a velocidades de helicóptero bajas, todo el escape del motor circula hacia los chorros de punta del rotor. Cuando la aeronave se mueve a través del modo compuesto, la válvula de desvío disminuye el flujo a los chorros de punta del rotor y aumenta el flujo a la tobera de crucero. Una vez que la aeronave ha transitado completamente al modo de ala fija, la válvula de desvío se cierra hacia los chorros de punta del rotor y se abre hacia la tobera de crucero.

Un inconveniente de la patente ‘608 se refiere a que la válvula de desvío sea incapaz de dejar salir de modo adecuado el escape del motor durante el modo compuesto haciendo que el motor experimente una condición de estrangulamiento, dando como resultado por ello un calado del motor. El problema es fatalmente intolerable para una aeronave. Otro inconveniente de la patente ‘608 es la dificultad de la determinación de la envolvente de vuelo para una aeronave a reacción de triple modo. Esto es debido a que la envolvente de vuelo para aeronaves de modo de vuelo múltiple es diferente dependiendo del modo de vuelo. Por ejemplo, la trayectoria de vuelo y la velocidad de la aeronave máxima difieren cuando está en modo helicóptero comparándola con el modo en ala fija. También, cuando se está en modo compuesto, la envolvente de vuelo será diferente dependiendo del grado de descarga de las palas del rotor. SUMARIO DE LA INVENCIÓN

De acuerdo con un aspecto de la presente invención se proporciona una aeronave y un método de acuerdo con las reivindicaciones adjuntas. Una aeronave a reacción de triple modo capaz de transformarse automáticamente desde un modo de helicóptero a un modo compuesto hasta un modo de ala fija sin ninguna intervención de un piloto de la aeronave. La aeronave incluye un fuselaje, un motor turbofan montado dentro del fuselaje para producir un flujo de aire y unas palas de rotor que tienen una diversidad de toberas de escape para la salida del flujo de aire. La aeronave también incluye una válvula de mástil para la regulación del flujo de aire a la diversidad de toberas de escape de las palas de rotor, una tobera de crucero para la regulación y salida del flujo de aire y un planificador para la planificación de la válvula de mástil y de la tobera de crucero en función de la velocidad del avión y para la supervisión del flujo de aire que se expulsa desde la diversidad de toberas de salida de las palas de rotor, la tobera de crucero, la válvula de mástil y los propulsores laterales para impedir que el turbofan se cale.

Un método de estabilización de una aeronave a reacción de triple modo cuando la aeronave a reacción de triple modo se desplaza en un modo compuesto, que está entre un modo de helicóptero y un modo de ala fija. El método de estabilización de una aeronave a reacción de triple modo incluye la recepción de una diversidad de valores de componentes del vector velocidad y comandos del vector de velocidad derivados de o bien (1) un número de controladores accionados por el piloto o bien (2) una matriz de puntos de control de derrota comandados, que se usan para los vuelos completamente automatizados y un valor de referencia de la velocidad del rotor, que se disminuye con el aumento de la velocidad hacia delante para descargar el rotor, permitiendo de ese modo las condiciones para la detención del rotor en vuelo. La estabilización del vector de velocidad comandado se alcanza en todos los modos de vuelo usando las combinaciones mezcladas...

1. Una aeronave a reacción de triple modo (100) capaz de transformarse automáticamente desde un modo de helicóptero a un modo compuesto hasta un modo en ala fija sin ninguna intervención del piloto de la aeronave, comprendiendo la aeronave:

un fuselaje (102); un motor turbofan (200) montado dentro del fuselaje para producir un flujo de gases de escape; unas palas de rotor (104) que tienen una diversidad de toberas de salida (110, 112) para la salida del flujo de gas de escape, estando montadas las palas del rotor sobre el fuselaje, una válvula de mástil (202) para la regulación del flujo de gases de escape a la diversidad de las toberas de salida de las palas del rotor; una tobera de crucero (204) para la regulación y salida del flujo de gas de escape; y un planificador para la planificación de la válvula de mástil y la tobera de crucero en función de la velocidad de la aeronave y para la supervisión del flujo de gas de escape que se está expulsando desde la diversidad de toberas de salida, la válvula de mástil y la tobera de crucero para impedir el calado del motor turbofan.

2. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 1, que comprende además un controlador de calado del motor para la recepción de un comando desde el planificador si la diversidad de toberas de salida y la tobera de control no son capaces de extraer suficiente flujo de gas para impedir que el motor turbofan se cale y para la modulación de un área de escape basándose en el comando para alcanzar un margen deseado de calado de motor.

3. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 2, en la que el área de salida es una pluralidad de propulsores laterales que incluyen un primer propulsor natural situado en un lado izquierdo del fuselaje y un segundo propulsor lateral situado en un lado derecho del fuselaje.

4. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 1, 2 ó 3, en la que el

planificador planifica la válvula de mástil y la tobera de crucero para proporcionar una transición suave desde el modo de helicóptero al modo compuesto y al modo de ala fija.

5. La aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-4, que comprende además un ala del canard fijada al extremo frontal del fuselaje y una cola horizontal (128) que tiene una pluralidad de elevones y que se fija al extremo posterior del fuselaje, configurándose el ala del canard y la cola horizontal para proporcionar el control de la aeronave.

6. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 5, que comprende además una palanca de control (402) para el control de las palas del rotor, el ala del canard (124, 126), la cola horizontal, los timones de dirección, los propulsores laterales y la pluralidad de elevones para mantener una trayectoria de vuelo estable durante el modo helicóptero, el modo compuesto y el modo de ala fija.

7. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 6, en la que la palanca de control es un controlador en 3 ejes y un controlador en un único eje vertical o un controlador en 4 ejes.

8. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 6 ó 7, en la que la palanca de control proporciona el control de la aeronave y mantiene una trayectoria de vuelo estable durante el modo helicóptero, el modo compuesto y el modo de ala fija sin tener una palanca de gases separada y un control del colectivo separado.

9. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 6, 7 u 8, que comprende además un sistema de control del vector de velocidad para mantener un vector de velocidad comandado que se controla mediante las palas del rotor, el ala del canard (124,126), la cola horizontal, los timones de dirección, los propulsores laterales y la diversidad de elevones para mantener una trayectoria de vuelo estable durante el modo helicóptero, el modo compuesto y el modo de ala fija.

10. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 9, en la que el vector de velocidad comandado se controla para obtener una trayectoria de vuelo

estable.

11. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 9 ó 10, en la que el vector de velocidad comandado se deriva usando los comandos de aceleración recibidos de la palanca de control que se usa para controlar manualmente la aeronave en el modo helicóptero, el modo compuesto y el modo de ala fija.

12. La aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-11, que comprende además un sistema de control del vector de velocidad, acoplado al motor turbofan, para recibir una diversidad de comandos de aceleración y un comando de rotación del eje de guiñada y para la generación de un comando del vector de velocidad usando la diversidad de comandos de aceleración.

13. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 12, en la que el comando del vector de velocidad impide de modo inherente a la aeronave que se desplace más allá del límite de envolvente que pertenece a la aceleración o a la velocidad.

14. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 12, en la que el comando del vector de velocidad, que se usa para alcanzar una trayectoria de vuelo de referencia, se reduce automáticamente en proporción a la aproximación de la aeronave a un límite de envolvente que pertenece a la aceleración o a la velocidad.

15. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 12, 13 ó 14, en la que el sistema de control del vector de velocidad controla una diversidad de gradientes de la palanca de control si la aeronave se aproxima a un límite de envolvente que pertenece a la aceleración o a la velocidad.

16. La aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 12-16, en la que la diversidad de comandos de aceleración y el comando de rotación en el eje de guiñada se reciben desde una palanca de control que produce comandos de palanca de control.

17. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 16, en la que el sistema de

control del vector de velocidad genera gradientes de control basándose en la respuesta de la aeronave a cambios en los comandos de la palanca de control y ajusta los comandos de la palanca de control basándose en los gradientes de control para impedir que la aeronave se desplace más allá de los límites de envolvente que pertenecen a la aceleración o a la velocidad.

18. Un método para la planificación, en función de la velocidad de la aeronave, de la transición desde un modo de helicóptero a un modo compuesto hasta un modo de ala fija de una aeronave a reacción de triple modo que tiene unas palas de rotor con una diversidad de toberas de salida para la expulsión de un flujo de gases de escape, una válvula de mástil para regulación del flujo de gases de escape a la pluralidad de toberas de salida, una tobera de crucero para la regulación y expulsión del flujo de gases de escape, un ala del canard y una cola horizontal, comprendiendo el método:

la planificación de una referencia de velocidad de rotor en función de la velocidad de la aeronave la planificación de la abertura de la válvula de mástil y el cierre de la tobera de crucero en el modo de helicóptero; la planificación del cierre gradual de la válvula de mástil y la abertura gradual de la tobera de crucero en el modo compuesto; y la planificación del cierre de la válvula de mástil, la abertura de la tobera de crucero y la inclinación de las alas del canard para que disminuya gradualmente en el modo de ala fija.

19. El método de acuerdo con la reivindicación 18, en el que la referencia de velocidad del rotor se reduce gradualmente a aproximadamente el setenta por ciento en la velocidad de conversión de la aeronave.

20. El método de acuerdo con la reivindicación 18 ó 19, que comprende además la modificación de la planificación para la válvula de mástil y la planificación para la tobera de crucero para mejorar el intervalo de control para el control de la velocidad del rotor o el control de la velocidad de avance en el modo compuesto.

21. El método de acuerdo con la reivindicación 18, 19 ó 20, que comprende

además la determinación de un valor de margen de calado del motor real a partir de una relación de presiones de ventilación y un flujo másico del motor.

22. El método de acuerdo con la reivindicación 21, que comprende además

5 la comparación del valor real del margen de calado del motor con un valor deseado del margen de calado y la planificación de los propulsores laterales para abrir si el margen real de calado del motor es menor que el margen deseado de calado y la planificación de que los propulsores laterales cierren si el margen real de calado del motor es mayor que el margen deseado de calado.

23. El método de acuerdo con la reivindicación 22 que comprende además el incremento del valor del margen de calado deseado para evitar el funcionamiento del motor en una condición que sea vulnerable a transitorios de potencia si la temperatura de los gases de escape es mayor que un valor deseado máximo.

24. El método de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 18-23, que comprende además la planificación del control en bucle cerrado de la superficie de cola horizontal y los elevones para minimizar la necesidad de controles del plato oscilante minimizando ese modo las oscilaciones de las palas del rotor.