Aeronave lenticular.

Una aeronave que comprende un sistema de control de vuelo, comprendiendo el sistema:

uno o más controles (72 5 0) de operador configurados para recibir entrada de operador;

una superficie (315) de control horizontal asociada con un miembro estabilizador horizontal (352);

una superficie (350) de control vertical asociada con un miembro estabilizador vertical (310);

cinco ensamblajes (32) de propulsión, al menos uno de los cuales puede comprender una hélice (415) de paso variable;

en la que:

un primero (532) de los cinco ensamblajes de propulsión está acoplado operativamente a una estructura (20) de soporte asociada con la aeronave y localizada en una localización primera a lo largo de una periferia asociada con la aeronave;

un segundo (533) de los cinco ensamblajes de propulsión está acoplado operativamente a la estructura de soporte y localizado a lo largo de la periferia a aproximadamente 120 grados con respecto al ensamblaje (532) de propulsión primero;

un tercero (534) de los cinco ensamblajes de propulsión está acoplado operativamente a la estructura (20) de soporte y localizado a lo largo de la periferia a aproximadamente 120 grados negativos con respecto al ensamblaje (532) de propulsión primero;

un ensamblaje (541) de propulsión cuarto configurado para dirigir un empuje a lo largo de un eje substancialmente paralelo a un eje (5) de balanceo de la aeronave está substancialmente co-localizado con el segundo (523) de los cinco ensamblajes de propulsión; y

un ensamblaje (542) de propulsión quinto configurado para dirigir un empuje a lo largo de un eje substancialmente paralelo al eje (5) de balanceo de la aeronave está substancialmente co-localizado con el tercero de los cinco ensamblajes de propulsión; y

un procesador (600) configurado para recibir una señal de entrada desde los controles (720) de operador y generar una señal, que puede ser configurada para causar una modificación en un paso asociado con una hélice (415) de paso variable, de acuerdo con la señal de entrada.

Aeronave lenticular

Campo técnico La presente descripción se refiere a aeronaves lenticulares. Más particularmente, la descripción se refiere a una aeronave lenticular.

Información de antecedente Las aeronaves aerostáticas más ligeras que el aire han visto un uso sustancial desde 1783, tras el primer vuelo realizado con éxito del globo de aire caliente de los hermanos Montgolfier. Se han hecho desde entonces numerosas mejoras, pero el diseño y el concepto de los globos tripulados de aire caliente siguen siendo substancialmente similares. Tales diseños pueden incluir una barquilla para llevar al piloto y a los pasajeros, un dispositivo de calentamiento (por ejemplo, una antorcha de propano) , y una envoltura o bolsa grande solidarizada con la barquilla y configurado para que se llene de aire. El piloto puede entonces utilizar el dispositivo de calentamiento para calentar el aire, hasta que las fuerzas flotantes del aire calentado ejerzan la fuerza suficiente en la envoltura para elevar el globo y la barquilla a él unida. La navegación de una tal aeronave ha demostrado ser difícil, principalmente debido a las corrientes de viento y a la falta de unidades de propulsión para dirigir el globo.

Para mejorar en el concepto de vuelo más ligero que el aire, algunas aeronaves más ligeras que el aire han evolucionado hasta incluir unidades de propulsión, instrumentos de navegación y controles de vuelo. Tales adiciones pueden permitir al piloto de una tal aeronave dirigir el empuje de unidades de propulsión en una dirección tal como para hacer que la aeronave se comporte como se desea. Las aeronaves que utilizan unidades de propulsión e instrumentos de navegación no utilizan, por lo general, aire caliente como gas de elevación (aunque se pueda usar aire caliente) , prefiriendo muchos pilotos, en cambio, gases de elevación más ligeros que el aire, tales como hidrógeno y helio. Estas aeronaves también pueden incluir una envoltura para retener el gas más ligero que el aire, un área de tripulación, y un área de flete, entre otras cosas. Las aeronaves se aerodinamizan, típicamente, en forma de dirigible o zepelín, lo cual, a la vez que proporciona una resistencia aerodinámica reducida al avance o arrastre, puede someter a la aeronave a efectos aeronáuticos adversos (por ejemplo, la espitación por las circunstancias climáticas) .

Otras aeronaves distintas a los globos de aire caliente tradicionales se pueden dividir en varias clases de construcción: rígida, semirrígida, no rígida y de tipo híbrido. Las aeronaves rígidas típicamente poseen bastidores rígidos que contienen múltiples células de gas no presurizado o globos para proporcionar la elevación. Tales aeronaves no dependen generalmente de la presión interna de las células de gas para mantener su forma. Las aeronaves semirrígidas utilizan generalmente algo de presión con una envoltura de gas para mantener su forma, pero pueden también tener bastidores a lo largo de una porción inferior de la envoltura con el fin de distribuir las cargas en suspensión dentro de la envoltura y para permitir más bajas presiones de envoltura, entre otras cosas. Las aeronaves no rígidas utilizan típicamente un nivel de presión en exceso de la presión de aire circundante, con el fin de conservar su forma, y cualquier carga asociada al flete que lleve dispositivos es soportada por la envoltura de gas y la tela asociada. El dirigible comúnmente usado es un ejemplo de una aeronave no rígida.

Las aeronaves híbridas, véase el documento FR 2830838, incorporan elementos de otros tipos de aeronaves, tales como un bastidor para soportar cargas y una envoltura que utiliza presión asociada a un gas de elevación para mantener su forma. Las aeronaves híbridas también pueden combinar características de una aeronave más pesada que el aire (por ejemplo, de aviones y de helicópteros) y tecnología más ligera que el aire para generar elevación y estabilidad adicionales. Se debe observar que muchas aeronaves, cuando están totalmente cargadas de flete y combustible, pueden ser más pesadas que el aire y, de este modo, pueden usar su sistema de propulsión y su forma para generar una elevación aerodinámica necesaria para mantenerse en vuelo. Sin embargo, en el caso de una aeronave híbrida, el peso de la aeronave y del flete se puede compensar substancialmente mediante una elevación generada por fuerzas asociadas a un gas de elevación, tal como, por ejemplo, helio. Estas fuerzas se pueden ejercer sobre la envoltura, aunque puede resultar una elevación suplementaria por fuerzas aerodinámicas de 55 elevación asociadas al casco.

Una fuerza de elevación (es decir, de flotación) asociada a un gas más ligero que el aire puede depender de numerosos factores, que incluyen presión y temperatura ambientes, entre otras cosas. Por ejemplo, al nivel del mar, un metro cúbico de helio aproximadamente puede equilibrar una masa de un kilogramo aproximadamente. Por lo tanto, una aeronave puede incluir una gran envoltura correspondiente con la que mantener suficiente gas de elevación para elevar la masa de la aeronave. Las aeronaves configuradas para elevar un flete pesado pueden utilizar una envoltura dimensionada como se desee, para la carga que se va a elevar.

El diseño del casco y la aerodinámica de las aeronaves pueden proporcionar elevación adicional una vez que la 65 aeronave está en marcha, sin embargo, las naves previamente diseñadas aerodinámicas, en particular, pueden experimentar ciertos efectos adversos basados en fuerzas aerodinámicas debido a tales diseños del casco. Por ejemplo, una tal fuerza puede ser la espitación por las circunstancias climáticas, que se puede originar por vientos ambientales actuando en diversas superficies de la aeronave. El término "espitación por las circunstancias climáticas" deriva de la acción de la veleta del tiempo climático, que pivota alrededor de una eje vertical y se alinea siempre por sí misma con la dirección del viento. La espitación por las circunstancias climáticas puede ser un efecto no deseable que puede originar que las aeronaves experimenten cambios significativos de dirección basados en una velocidad asociada al viento. Tal efecto puede redundar, por ello, en velocidades de campo más bajas y en consumición adicional de energía en el viaje. Las aeronaves más ligeras que el aire pueden ser particularmente susceptibles a la espitación por las circunstancias climáticas y, por lo tanto, puede resultar deseable diseñar una aeronave más ligera que el aire para minimizar el efecto de tales fuerzas.

El aterrizaje y la seguridad de una aeronave más ligera que el aire pueden presentar también problemas singulares basados en la susceptibilidad a las fuerzas aerodinámicas adversas. Aunque muchas aeronaves más ligeras que el aire pueden realizar maniobras de "aterrizaje y despegue verticales" (VTOL) , una vez que tal aeronave alcanza un punto cerca del campo, la fase final de aterrizaje puede conllevar acceso inmediato al personal de tierra (por

ejemplo, varias personas) y/o a un aparato de atraque para atar o, de otro modo, asegurar la aeronave al campo. Sin acceso a tales elementos, la aeronave puede ser arrastrada por las corrientes de viento u otras fuerzas no controlables cuando el piloto de la aeronave intenta salir y manejar la fase final de aterrizaje. Por lo tanto, son aconsejables los sistemas y los métodos que posibilitan el aterrizaje y la seguridad de una aeronave mediante uno o más pilotos.

La descripción de la presente invención se dirige a abordar uno o más de los deseos discutidos anteriormente utilizando diversas realizaciones ejemplares de la aeronave.

Sumario de la descripción La presente invención está dirigida a una aeronave de acuerdo con la reivindicación 1. La aeronave puede incluir un casco conformado substancialmente como un esferoide achatado, uno o más miembros de bastidor que definen una estructura de soporte, en donde la estructura de soporte conforma al menos un soporte parcial para el casco, y al menos un miembro horizontal de estabilización operativamente acoplado a una superficie inferior de la aeronave. La aeronave puede incluir adicionalmente al menos un miembro horizontal de estabilización que tiene un primer extremo y un segundo extremo, en la que el al menos un miembro horizontal de estabilización define una configuración antidiédrica, y un miembro vertical de estabilización que tiene un primer extremo acoplado a pivote a la aeronave y un segundo extremo orientado para permanecer por debajo de una superficie superior de la aeronave, en la que el miembro vertical de estabilización está configurado para pivotar en un plano vertical, y en la que el

primer extremo del miembro vertical de estabilización y el primer extremo del... [Seguir leyendo]

1. Una aeronave que comprende un sistema de control de vuelo, comprendiendo el sistema:

uno o más controles (720) de operador configurados para recibir entrada de operador;

una superficie (315) de control horizontal asociada con un miembro estabilizador horizontal (352) ;

una superficie (350) de control vertical asociada con un miembro estabilizador vertical (310) ;

cinco ensamblajes (32) de propulsión, al menos uno de los cuales puede comprender una hélice (415) de paso variable;

en la que:

un primero (532) de los cinco ensamblajes de propulsión está acoplado operativamente a una estructura (20) de soporte asociada con la aeronave y localizada en una localización primera a lo largo de una periferia asociada con la aeronave;

un segundo (533) de los cinco ensamblajes de propulsión está acoplado operativamente a la estructura de soporte y localizado a lo largo de la periferia a aproximadamente 120 grados con respecto al ensamblaje (532) de propulsión primero;

un tercero (534) de los cinco ensamblajes de propulsión está acoplado operativamente a la estructura (20) de 25 soporte y localizado a lo largo de la periferia a aproximadamente 120 grados negativos con respecto al ensamblaje (532) de propulsión primero;

un ensamblaje (541) de propulsión cuarto configurado para dirigir un empuje a lo largo de un eje substancialmente paralelo a un eje (5) de balanceo de la aeronave está substancialmente co-localizado con el segundo (523) de los cinco ensamblajes de propulsión; y

un ensamblaje (542) de propulsión quinto configurado para dirigir un empuje a lo largo de un eje substancialmente paralelo al eje (5) de balanceo de la aeronave está substancialmente co-localizado con el tercero de los cinco ensamblajes de propulsión; y

un procesador (600) configurado para recibir una señal de entrada desde los controles (720) de operador y generar una señal, que puede ser configurada para causar una modificación en un paso asociado con una hélice (415) de paso variable, de acuerdo con la señal de entrada.

2. La aeronave de la reivindicación 1, que comprende adicionalmente uno o más servomotores de propulsión acoplados operativamente a cualquiera de los cinco ensamblajes (32) de propulsión.

3. La aeronave de la reivindicación 2, que comprende adicionalmente uno o más servomotores de superficie de control horizontal acoplados operativamente a la superficie (315) de control horizontal, y una o más servomotores de 45 superficie de control acoplados operativamente a la superficie (350) de control vertical.

4. La aeronave de la reivindicación 3, en la que la señal está provista en cualquiera de uno o más servomotores de propulsión, uno o más servomotores de superficie de control horizontal, y uno o más servomotores de superficie de control vertical vía un sistema de pilotar por mando electrónico o vía un sistema de pilotar por mando optoelectrónico.

5. La aeronave de la reivindicación 1, en la que el procesador (600) está configurado para generar señales configuradas para:

navegar la aeronave muy cerca de una superficie de la tierra;

dirigir un empuje, por ejemplo, vía modificación a un paso asociado con una hélice (415) de paso variable, asociada con al menos un ensamblaje (32) de propulsión en una dirección configurada para impartir una fuerza hacia abajo a la aeronave; y

limitar el movimiento de la aeronave hasta que un aseguramiento de la aeronave a un suelo firme ha sido completado substancialmente.

6. La aeronave de la reivindicación 5, en la que la señal está configurada para modificar un parámetro de 65 funcionamiento de al menos uno del ensamblaje (532) de propulsión primero, el ensamblaje (532) de propulsión segundo, el ensamblaje (534) de propulsión tercero, el ensamblaje (541) de propulsión cuarto, y el ensamblaje (542)

de propulsión quinto, para causar una reducción de una velocidad horizontal asociada con la aeronave y una reducción de una altitud asociada con la aeronave.

7. La aeronave de la reivindicación 1, en la que el procesador (600) está configurado para:

recibir una entrada indicativa de un tipo despegue;

proporcionar, basado en el tipo despegue, lo que puede comprender un despegue substancialmente vertical o un despegue de rodaje, una señal configurada para modificar parámetros de accionamiento asociados con uno o más de los cinco ensamblajes (32) de propulsión para lograr una dirección de empuje deseada;

determinar, basado en el tipo despegue, una fuerza de elevación asociada con un gas más ligero que el aire provisto dentro de un casco (22) de la aeronave, y fuerzas aerodinámicas asociadas con el casco, una configuración de potencia para los cinco ensamblajes de propulsión; y

proporcionar una o más señales al menos a una superficie de control asociada con la aeronave de acuerdo con el tipo despegue.

8. La aeronave de la reivindicación 1, en la que el procesador está configurado para:

determinar una velocidad horizontal y un paso asociado con la aeronave;

calcular un delta entre un valor de velocidad crítico predeterminado y la velocidad horizontal asociada con la aeronave;

transmitir una señal basada en el delta y el paso asociado con la aeronave al menos en uno del ensamblaje (532) de propulsión primero, el ensamblaje (533) de propulsión segundo, el ensamblaje (534) de propulsión tercero, el ensamblaje (541) de propulsión cuarto, y el ensamblaje (542) de propulsión quinto, en la que la señal puede ser configurada para causar una modificación en un parámetro de accionamiento asociado con al menos uno del ensamblaje de propulsión primero, el ensamblaje de propulsión segundo, el ensamblaje de propulsión tercero, el ensamblaje de propulsión cuarto, y el ensamblaje de propulsión quinto, de manera que se genera una fuerza que tiende a contrarrestar un momento de paso generado aerodinámicamente.

9. La aeronave de la reivindicación 8, en la que el procesador está configurado además para transmitir una señal segunda a la superficie (318) de control horizontal basada en el delta y el paso asociado con la aeronave, en la que la señal segunda puede ser configurada para manipular la superficie (315) de control horizontal para generar una fuerza adicional configurada para contrarrestar el momento de cabeceo.

10. La aeronave de la reivindicación 1, en la que el procesador está configurado para:

recibir una señal indicativa de un paso deseado asociada con la aeronave, que puede ser recibido de un operador de la aeronave o puede ser calculado por el procesador basado en un plan de vuelo;

determinar al menos una de una configuración de potencia y un paso de hélice asociado con el ensamblaje (532) de propulsión primero basado en la señal indicativa de un paso deseado;

determinar un conjunto de superficie de control horizontal basado en al menos una de una configuración de potencia, un paso de hélice, y una señal indicativa de un paso deseado;

transmitir una señal de control primera indicativa de la configuración de potencia y el paso de hélice; y

transmitir una señal de control segunda indicativa del conjunto de superficie de control horizontal configurado para causar que la superficie (315) de control horizontal responda de acuerdo con el conjunto de superficie de control horizontal.

11. La aeronave de la reivindicación 1, en la que el procesador está configurado para:

recibir una señal indicativa de una guiñada deseada asociada con la aeronave, que puede ser recibido desde al menos uno de un operador de la aeronave o el procesador basado en un plan de vuelo;

determinar al menos uno de una configuración de potencia y un paso de hélice asociado con el ensamblaje (541) de propulsión cuarto y el ensamblaje (542) de propulsión quinto basado en la señal indicativa de una guiñada deseada;

determinar un conjunto de superficie de control vertical basado en al menos uno de la configuración de potencia, el paso de hélice, y la señal indicativa de una guiñada deseada;

transmitir una señal de control primera indicativa de la configuración de potencia y el paso de hélice; y

transmitir una señal de control segunda indicativa del conjunto de superficie de control vertical configurado para causar que el miembro estabilizador vertical (310) responda de acuerdo con el conjunto de superficie de control 5 vertical.

12. La aeronave de la reivindicación 1, en la que el procesador está configurado para:

recibir una señal indicativa de un alabeo deseado asociada con la aeronave, que puede ser recibido de un operador 10 de la aeronave o puede ser calculado por el procesador (600) basado en un plan de vuelo;

determinar al menos una de una configuración de potencia y un paso de hélice asociado con el ensamblaje (533) de propulsión segundo y el ensamblaje (534) de propulsión tercero basado en la señal indicativa de un alabeo deseado;

determinar un conjunto de superficie de control horizontal basado en al menos uno de la configuración de potencia, el paso de hélice, y la señal indicativa de un alabeo deseado;

transmitir una señal de control primera indicativa de la configuración de potencia y el paso de hélice; y

transmitir una señal de control segunda indicativa del conjunto de superficie de control horizontal configurado para causar que la superficie (315) de control horizontal responda de acuerdo con el conjunto de superficie de control horizontal.