BR112014029130B1

BR112014029130B1 - Veículo com asa rotativa

Info

Publication number: BR112014029130B1
Application number: BR112014029130-6A
Authority: BR
Inventors: Paul E. Arlton; David J. Arlton
Original assignee: Paul E. Arlton; David J. Arlton
Priority date: 2012-05-21
Filing date: 2013-05-21
Publication date: 2021-10-05
Also published as: RU2648502C2; KR102146015B1; IL235796A0; MX2014014172A; CN105431352B; JP6388862B2; EP2852529A2; AU2013300151B2; CA3109683A1; GB2521772A; AU2017200242A1; WO2014025444A2; AU2013300151A1; WO2014025444A3; IL235796B; KR20150022864A; CA2874341C; CN105431352A; RU2014151977A; EP2852529A4

Abstract

veículo com asa rotativa. a presente invenção refere-se a um veículo com asa rotativa que inclui uma estrutura de corpo tendo um suporte tubular alongado ou núcleo, e um sistema de rotor coaxial de rotação contrária tendo rotores, com cada rotor tendo um motor se-parado para acionar os rotores ao redor de um eixo geométrico de rotação comum do rotor. o sistema de rotor é usado para mover o veículo com asa rotativa no voo direcional.

Description

REIVINDICAÇÃO DE PRIORIDADE

[001] Esse pedido reivindica a prioridade sob 35 U.S.C. § 119(e) para o Pedido Provisório U.S. 61/649.741, depositado em 21 de maio de 2012 e o Pedido Provisório U.S. 61/799.878, depositado em 15 de março de 2013, ambos os quais são incorporados expressamente por referência aqui.

FUNDAMENTOS

[002] A presente revelação refere-se a veículos aéreos e particularmente a veículos aéreos não tripulados (UAV). Mais particularmente, a presente revelação refere-se a veículos não tripulados com asa rotativa.

[003] Veículos com asa rotativa são usados em uma variedade de aplicações. Veículos não tripulados com asa rotativa são frequentemente usados pelas agências militares, de execução da lei e atividades comerciais para operações de exame aéreo.

SUMÁRIO

[004] Um veículo com asa rotativa, de acordo com a presente revelação, inclui uma estrutura de corpo tendo um suporte tubular alongado ou núcleo e um sistema de rotor coaxial de rotação contrária tendo rotores com cada rotor tendo um motor separado para acionar os rotores ao redor de um eixo geométrico de rotação comum do rotor. Uma fonte de força compreendendo, por exemplo, uma bateria, uma célula de combustível ou gerador elétrico e de gás híbrido é fornecida para abastecer a força elétrica para os motores. A transmissão de força para e entre os sistemas de rotor é realizada primariamente por meio de fiação elétrica ao invés de eixos mecânicos. Uma estrutura modular é descrita que ajusta a capacidade de fabricação.

[005] Em modalidades ilustrativas, um tubo de torque é fornecido para transmitir a força mecânica dentro do suporte tubular não rotativo criando uma estru- tura de mastro modular que pode ser usada para suportar os sistemas de rotor coaxial em muitos tipos de veículos.

[006] Em modalidades ilustrativas, um sistema de controle de passo da lâmina fica localizado entre as lâminas do rotor. Uma estrutura de corpo não rotativa fixa ou carenagem aerodinâmica pode ser fornecida entre os rotores superior e infe-rior para proteger o sistema de controle de passo e carcaça contra os elementos e para reduzir a resistência aerodinâmica da aeronave.

[007] Em modalidades ilustrativas, um pacote de força auxiliar é fornecido que é separável do veículo em voo para facilitar, por exemplo, a entrega do veículo em uma localização distante. Em outra modalidade, o pacote de força compreende uma carga útil, tais como uma munição explosiva, sonar de mergulho, hidrofo- nes ou um módulo de sonar e boia. Embora aspectos da revelação sejam aplicáveis a muitos helicópteros, incluindo helicópteros de transporte humano de tamanho nor-mal, a presente revelação é especialmente bem adequada para aplicação em aero-nave com asa rotativa controlada por rádio ou autônoma conhecida como veículos remotamente pilotados (RPVs) ou veículos aéreos não tripulados (UAVs).

[008] Aspectos adicionais da presente revelação ficarão evidentes para aqueles versados na técnica com a consideração das modalidades ilustrativas exemplificando o melhor modo para execução da revelação como atualmente perce-bido.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[009] A descrição detalhada se refere, particularmente, às figuras acom-panhantes nas quais:

[010] A figura 1 é uma vista diagramática de um veículo com asa rotativa de acordo com a presente revelação mostrando uma aeronave incluindo um sistema de guia e um par de sistemas de rotor acoplados em uma carcaça compreendendo uma espinha estrutural não rotativa ou suporte e transportando uma carga útil,

[011] A figura 2A é uma vista em perspectiva de um veículo com asa rotativa de acordo com a presente revelação mostrando um sistema de rotor coaxial de rotação contrária em um modo de voo vertical,

[012] A figura 2B é uma vista em perspectiva do veículo com asa rotativa da figura 2A tendo um sistema de rotor coaxial de rotação contrária e um módulo impulsionador de asa fixa em um modo de voo horizontal,

[013] A figura 3 é uma vista em projeção lateral do veículo com asa rotativa da figura 2A mostrando os painéis de corpo exteriores, fiação elétrica e seção impulsionadora removido por clareza,

[014] A figura 4 é uma vista em projeção lateral, com porções removidas, do veículo da figura 2A mostrando um sistema de rotor coaxial de rotação contrária e uma fonte de força elétrica,

[015] A figura 5 é uma vista em perspectiva ampliada do veículo da figura 2A, com porções removidas, mostrando uma seção interior superior do veículo e o sistema de rotor coaxial de rotação contrária,

[016] A figura 6 é uma vista em perspectiva ampliada do veículo da figura 2A, com porções removidas, mostrando uma seção interior inferior do veículo e o sistema de rotor coaxial de rotação contrária,

[017] A figura 7A é uma vista em perspectiva de um tubo de núcleo ou suporte tendo uma seção transversal circular e um canal interior oco que é usado como um duto entre seções do veículo e mostrando a fiação elétrica se estendendo através do interior oco e entrando e saindo em vários pontos,

[018] A figura 7B é uma vista em perspectiva do suporte tendo uma seção transversal geralmente cruciforme com canais exteriores se estendendo pelo comprimento do suporte que podem ser usados como dutos entre seções do veículo.

[019] A figura 8 é uma vista em perspectiva ampliada de um primeiro engaste de anel,

[020] A figura 9 é uma vista em perspectiva explodida de um segundo engaste de anel mostrando articulações presas e suportes de corpo,

[021] A figura 10 é uma vista em perspectiva ampliada de uma seção interior média do veículo da figura 2A, com porções removidas, mostrando o sistema de rotor coaxial de rotação contrária,

[022] A figura 11A é uma vista em perspectiva explodida de um módulo do rotor tendo lâminas do rotor com passo cíclico variável e passo coletivo fixo,

[023] A figura 11B é uma vista em perspectiva explodida de um módulo do rotor tendo lâminas do rotor com passo cíclico variável e passo coletivo variável,

[024] As figuras 12A e 12B são vistas em perspectiva de um primeiro lado e um segundo lado de um engaste de motor,

[025] As figuras 13A e 13B são vistas em perspectiva de um primeiro lado e um segundo lado de um cubo do rotor,

[026] A figura 14 é uma vista seccional tomada ao longo das linhas 1414 da figura 2B, mostrando o módulo do rotor,

[027] A figura 15 é uma vista em projeção lateral do sistema de rotor coaxial de rotação contrária da figura 2A, e um tubo de núcleo pendendo do sistema de rotor,

[028] As figuras 16A e 16B são vistas em perspectiva explodidas de um único módulo de força incluindo várias baterias,

[029] A figura 17 é uma vista ortográfica do módulo impulsionador da figura 2B mostrando uma asa dobrada para armazenamento e uma asa estendida em uma configuração de voo,

[030] A figura 18 é uma vista ortográfica representando o módulo impul-sionador separando em voo do veículo com asa rotativa,

[031] A figura 19 é uma vista em projeção do veículo com asa rotativa mostrando um sonar de mergulho ou conjunto de hidrofone pendendo de uma por- ção inferior do veículo,

[032] As figuras 20A, 20B e 20C são vistas sequenciais do veículo com asa rotativa mostrando a operação de lâminas dobradiças de comprimento desigual durante uma aterrissagem com queda do veículo no solo abaixo do veículo com asa rotativa,

[033] As figuras 21A e 21B são vistas em projeção lateral de um tubo de armazenamento e o veículo com asa rotativa mostrando o veículo dobrado para ar-mazenamento,

[034] A figura 22 é uma vista em perspectiva de um veículo com asa rotativa de acordo com a presente revelação entregando um sensor ou marcação para uma localização remota mostrada com a finalidade de ilustração como um navio em mar aberto,

[035] A figura 23 é uma vista em projeção lateral de um veículo com asa rotativa dobrado para armazenamento em uma porção traseira de uma bomba en-tregue por gravidade,

[036] A figura 24 é uma vista em perspectiva de um veículo com asa rotativa desdobrando da traseira de uma bomba entregue por gravidade para a proximidade de um local alvo mostrando a bomba entregue por gravidade ejetando o veículo com asa rotativa e o veículo com asa rotativa desdobrando em um modo de voo vertical para demorar na área alvo para fornecer uma força de ataque com avaliação de danos de batalha em tempo real depois que a bomba entregue por gravidade atacou o alvo,

[037] A figura 25A é uma vista diagramática de outro veículo com asa rotativa mostrando uma aeronave tendo uma arquitetura de barramento central com dutos de força e sinal, um sistema de guia e um par de sistemas de rotor acoplados na carcaça compreendendo uma espinha estrutura não rotativa ou suporte e transportando uma carga útil,

[038] A figura 25B é uma vista diagramática do veículo com asa rotativa da figura 25A mostrando um sistema de rotor, sistema de controle e abastecimento de força se comunicando através de um barramento central de dados/força com o duto de força e sinal,

[039] A figura 26 é uma vista diagramática de outra modalidade de um veículo com asa rotativa, de acordo com a presente revelação, tendo uma arquitetura de barramento central com dutos de força e sinal, um sistema de guia e um par de sistemas de rotor acoplados em uma carcaça,

[040] A figura 27 é uma vista em projeção de um veículo com asa rotativa de acordo com a presente revelação mostrando que o veículo com asa rotativa inclui um corpo aperfeiçoado adequado para voo translacional de alta velocidade e um módulo de mastro coaxial que inclui um tubo de torque interno para acionar um rotor superior,

[041] A figura 28 é uma vista em projeção do veículo com asa rotativa da figura 27 com porções das estruturas do corpo removidas para revelar o módulo de mastro e os sistemas de controle do rotor,

[042] A figura 29 é uma vista em projeção lateral ampliada do veículo com asa rotativa da figura 28 com porções do módulo de mastro e coberta do rotor recortadas para revelar o detalhe interior,

[043] A figura 30 é uma vista em projeção de outra modalidade de um veículo com asa rotativa de acordo com a presente revelação mostrando que o veículo com asa rotativa inclui um corpo aperfeiçoado adequado para voo translacional de alta velocidade e um módulo de mastro coaxial que inclui um redutor de velocidade do rotor superior e mostrando que porções das estruturas do corpo incluídas no corpo aperfeiçoado foram retiradas para revelar o módulo de mastro e os sistemas de controle do rotor,

[044] A figura 31 é uma vista em projeção ampliada do veículo com asa rotativa da figura 29 com porções do módulo de mastro e da coberta do rotor removidas para revelar o detalhe interior,

[045] A figura 32 é uma vista seccional do tubo de mastro da aeronave com asa rotativa da figura 28,

[046] A figura 33 é uma vista em perspectiva ampliada de um servo módulo incluído em um veículo com asa rotativa mostrando que o servo módulo inclui três servo atuadores e três elos Z para variar o passo dos rotores superior e inferior em ângulos de fase diferentes simultaneamente,

[047] A figura 34 é uma vista em perspectiva ampliada de dois pratos oscilantes do controlador de passo incluídos no servo módulo da figura 33 mostran-do os pratos oscilantes do controlador de passo conectados por um elo Z para atuar os pratos oscilantes em ângulos de fase diferentes,

[048] A figura 35 é uma vista plana dos pratos oscilantes e do elo Z da figura 34 mostrando um ângulo de fase do prato oscilante de aproximadamente 90 graus,

[049] A figura 36 é uma vista explodida do conjunto da articulação de controle do passo de elo Z das figuras 33 e 34,

[050] A figura 37 é uma vista plana de um veículo com asa rotativa de acordo com a presente revelação mostrando um ângulo de fase do rotor superior (seta dupla sólida) e um ângulo de fase do rotor inferior (seta dupla oca) e um ângulo de fase do sistema do rotor total resultante (seta dupla sólida e oca combinada),

[051] A figura 38 é uma vista em projeção lateral de um sistema de força e controle de aeronave a rotor de acordo com a presente revelação configurado para uma aeronave com um único motor de acionamento, dois rotores e uma hélice im-pulsora,

[052] A figura 39 é uma vista em perspectiva ampliada da aeronave a rotor da figura 38 mostrando detalhes do divisor de eixo principal e engrenagens motri- zes para os rotores de rotação contrária e o sistema de acionamento por correia para a hélice impulsora,

[053] A figura 40 é uma vista de extremidade em perspectiva de um mastro de rotor principal configurado com passagens internas para um tubo de torque e fiação elétrica ou encanamento,

[054] A figura 41 é uma vista de extremidade em perspectiva de um mastro de rotor principal configurado com passagens internas para um tubo de torque e seis articulações corrediças mecânicas,

[055] A figura 42 é uma vista em perspectiva de um conjunto de mastro do rotor principal incluindo o mastro do rotor principal da figura 41 e seis articulações corrediças engatando as seis passagens interiores e conectadas nos pratos oscilan-tes superior e inferior,

[056] A figura 43 é uma vista de extremidade em perspectiva ampliada do conjunto de mastro do rotor principal da figura 42 mostrando seis articulações corrediças do prato oscilante engatando as seis passagens interiores do mastro,

[057] A figura 44A é uma vista em perspectiva de uma articulação corrediça configurada com um elo seguidor apontando para baixo para controlar um prato oscilante inferior,

[058] A figura 44B é uma vista em perspectiva explodida de uma articulação corrediça configurada com um elo seguidor apontando para cima para controlar um prato oscilante superior,

[059] A figura 45 é uma vista lateral em perspectiva de um helicóptero com um mastro não rotativo e seis servo atuadores rotativos acoplados no mastro com cubos do rotor superior e inferior e lâminas do rotor removidas por clareza,

[060] A figura 46 é uma vista de extremidade em perspectiva ampliada do conjunto de mastro do rotor principal não rotativo da figura 45 mostrando os seis servo atuadores rotativos acoplados no mastro e conectados nos pratos oscilantes superior e inferior com seis articulações individuais,

[061] A figura 47 é uma vista em perspectiva de um helicóptero de alta velocidade de acordo com a presente revelação mostrando que o helicóptero de alta velocidade inclui um mastro não rotativo suportando uma coberta de máscara aero-dinâmica entre as lâminas do rotor superior e inferior para reduzir a resistência,

[062] A figura 48 é uma vista lateral em perspectiva parcial ampliada do helicóptero da figura 47 com porções retiradas para revelar o mastro não rotativo, coberta do mastro, seis servo atuadores lineares e outros componentes do sistema de controle incluindo a eletrônica e antenas suportadas pelo mastro entre as lâminas do rotor superior e inferior,

[063] A figura 49 é uma vista em perspectiva parcial ampliada do conjunto de mastro não rotativo do helicóptero da figura 47 mostrando os cubos do rotor superior e inferior, engrenagens motrizes do rotor superior e inferior e servo atuado- res lineares,

[064] A figura 50 é uma vista em perspectiva do mastro não rotativo central do conjunto de mastro mostrado na figura 49 com a luva do mastro removida para mostrar detalhes dos embutidos da barra elétrica,

[065] A figura 51 é uma vista seccional tomada ao longo da linha A-A da figura 50 mostrando um tubo de torque dentro do mastro e mostrando canais exterio-res para os embutidos da barra elétrica,

[066] A figura 52 é uma vista em perspectiva dos embutidos da barra elétrica da figura 51,

[067] A figura 53 é uma vista em perspectiva de uma luva do mastro com seis servo atuadores lineares intercalados e dois pratos oscilantes configurados para reduzir a área frontal do conjunto do mastro e

[068] A figura 54 é uma vista plana do prato oscilante inferior da figura 53 mostrando a relação entre os braços do prato oscilante para reduzir a área frontal do conjunto de mastro.

DESCRIÇÃO DETALHADA

[069] Como sugerido diagramaticamente na figura 1, um veículo com asa rotativa 1 inclui, em série, um primeiro módulo 2, um primeiro e um segundo sistemas de rotor 3,5, módulos de força 13 e 14 e um segundo modulo 15 acoplado em relação separada em uma carcaça 40 estendida ao longo de um eixo geométrico comum 7. De forma ilustrativa, a carcaça 40 é um suporte central alongado 40 e pode ser disposta como um núcleo oco ou tendo uma seção transversal cruciforme. Em operação, o primeiro sistema do rotor 3, também chamado primeiro rotor 3, e o se-gundo sistema do rotor 5, também chamado segundo rotor 5, giram em direções opostas ao redor do eixo geométrico comum 7 para direcionar a propulsão na direção 24 e criar levantamento na direção 24’ para causar o voo controlado do veículo com asa rotativa 1, como sugerido na figura 2A. O primeiro módulo 2 é adaptado para incluir uma variedade de sistemas de guia 50’, eletrônica 55 ou cargas úteis 15’. O segundo módulo 15 é adaptado para incluir a carga útil 15’ ou, em algumas moda-lidades, uma variedade de sistemas de guia 50’ e sistemas eletrônicos 55’. A carga útil 15’ pode incluir, mas não é limitada a, munições, sensores de radiação, sensores de detecção química, sensores de agente biológico, dispositivos de escuta ativos e passivos, sensores de vídeo, fontes de força complementares ou outros equipamen-tos de missão específica. O veículo com asa rotativa 1 propicia, assim, modos para mover o equipamento de exame, observação ou monitoração de inspeção para uma área de interesse para obter informação dela.

[070] Como sugerido na figura 1, 25A e 25B, o primeiro sistema do rotor 3 inclui um primeiro motor 54, primeiras lâminas do rotor 20 e um primeiro controlador de passo 56. Em modalidades ilustrativas, o motor 54 é um motor elétrico como mostrado, por exemplo, nas figuras 4 a 6 ou outros dispositivos adequados para for-necer força para girar as lâminas do rotor 20 ao redor do eixo geométrico comum 7. O primeiro sistema do rotor 3 e o segundo sistema do rotor 5 são similares entre si na estrutura e função. O segundo sistema do rotor 5 inclui um segundo motor 61, segundas lâminas do rotor 22 e um segundo controlador de passo 57. Em modalida-des ilustrativas, o motor 61 é um motor elétrico como mostrado, por exemplo, nas figuras 4 a 6 ou outro dispositivo adequado para fornecer força para rodar as lâminas do rotor 22 ao redor do eixo geométrico comum 7. De forma ilustrativa, os com-ponentes elétricos e eletrônicos são conectados e se comunicam através do duto elétrico 173 e do duto eletrônico 174 que mantêm as linhas de força e sinal, respec-tivamente. Embora o veículo com asa rotativa 1 seja ilustrado tendo dois sistemas de rotor, o veículo com asa rotativa 1 pode ter mais do que dois sistemas de rotor con-forme as demandas de desempenho e missão ditem.

[071] Como mostrado nas figuras 1 e 3, a carcaça 40 é não rotativa e forma um suporte oco alongado central para receber o primeiro módulo 2, o primeiro e o segundo sistemas do rotor 3,5, os módulos de força 13 e 14 e o segundo módulo 15. De forma ilustrativa, os módulos de força 13 e 14 são posicionados para ficarem em relação lado a lado entre si entre o segundo sistema do rotor 5 e o segundo módulo 15. Pelo fato da carcaça 40 ser oca, os módulos de força 13, 14 podem ser co-nectados eletricamente através do suporte oco nos motores 54 e 61.

[072] De forma ilustrativa, o controlador de passo 56 é um prato oscilante 56’ acoplado em um servo dianteiro/traseiro 58 e um servo de balanço rotacional 59 para variar o passo cíclico das lâminas do rotor 20 em resposta à entrada de um controlador 55. Em algumas modalidades, o prato oscilante 56’ é ainda acoplado em um servo coletivo 98 para mudar coletivamente o passo das lâminas do rotor 20. Da mesma forma, o controlador de passo 57 é um prato oscilante 57’ acoplado em um servo dianteiro/traseiro 58 e um servo de balanço rotacional 59 para variar o passo cíclico das lâminas do rotor 20 em resposta à entrada de um controlador 55. Em al-gumas modalidades, o prato oscilante 57’ é também acoplado em um servo coletivo 98 para variar coletivamente o passo das lâminas do rotor 20. Em modalidades al-ternativas, o controlador 55 é um controlador de sinal de comando como mostrado, por exemplo, na figura 3, ou outro dispositivo adequado para fornecer um sinal dire-cional elétrico ou mecânico desejado para os servos 58, 59 ou 98 e motores 54, 61.

[073] De forma ilustrativa, o veículo com asa rotativa 1 tem um sistema de rotor de passo fixo tendo dois servos 58, 59 para controle do passo da aeronave (entrada cíclica dianteira/traseira do estilo de helicóptero) ou de balanço rotacional da aeronave (entrada cíclica direita/esquerda do estilo de helicóptero). O servo 98, mostrado em tracejado na figura 1, pode ser montado similarmente aos servos 58, 59 se o controle de passo coletivo é desejado. Nas modalidades tendo um sistema de rotor de passo fixo, os sistemas de rotor 3,5 são conectados em pratos oscilantes 56’, 57’ pelos elos do passo 119. Os servos 58, 59 são conectados nos pratos oscilantes 56’, 57’ por elos do passo 125, 126. Uma característica da presente revelação é que o veículo com asa rotativa 1 pode flutuar com tão pouco quanto um ou dois servo atuadores cíclicos (servos 58, 59). Em um modo de voo de “um servo”, o torque diferencial dos motores 54, 61 controla a orientação da guinada e o servo 58 controla o voo para frente e para trás. Com somente um servo cíclico, o veículo com asa rotativa 1, também chamado veículo 1, pode flutuar igual a um avião tendo somente o controle de leme e estabilizador. No modo de voo de “dois servos” ilustrativo, os servos 58, 59 proporcionam o controle de passo da aeronave diantei- ro/traseiro e de balanço rotacional direito/esquerdo com torque diferencial dos motores 54, 61 proporcionando o controle da guinada.

[074] Em operação, os cubos do rotor 101 giram em direções opostas. Os servos 58, 59 são controlados por eletrônica de controle de voo a bordo para inclinar simultaneamente o prato oscilante 56’ e o prato oscilante 57’ que então variam ciclicamente o ângulo de passo da lâmina das lâminas do rotor rotativo 20 para incli-nar o veículo 1 em uma da direção de passo da aeronave 170 e da direção de ba- lanço rotacional da aeronave 171. Em outra modalidade tendo passo coletivo (ver figura 11B), o servo coletivo 98 e um terceiro elo de passo (não mostrado) são for-necidos para variar a localização axial dos pratos oscilantes 56’, 57’ ao longo do eixo geométrico comum 7 e para variar o passo coletivo das lâminas do rotor 20, 22 usando a mistura de passo cíclico-coletivo eletrônico (CCPM). Com a mistura de passo cíclico-coletivo, os servos 58, 59 e 98 inclinam os pratos oscilantes 56’ e 57’ em harmonia para variar o passo cíclico e mover os pratos oscilantes 56’, 57’ no sentido axial em harmonia ao longo do eixo geométrico comum 7 para variar o passo coletivo.

[075] A modalidade ilustrativa utiliza velocidade de motor diferencial para controle da guinada (rumo) enquanto em uma configuração de voo vertical. Normal-mente, helicópteros coaxiais usam passo variável de lâmina e ângulo de lâmina dife-rencial para controlar os movimentos de guinada no voo. Na presente revelação, o torque diferencial gerado pelos motores de operação 54, 61 em velocidades diferen-tes em relação ao corpo fixo do veículo 1 gera forças de guinada para estabilizar e controlar o movimento de guinada (isto é, a rotação ao redor do eixo geométrico co-mum 7). Nesse método, o torque (e eventualmente a velocidade) do motor 54 é au-mentado ou diminuído em resposta a um movimento de guinada do veículo com asa rotativa 1 ao redor do eixo geométrico comum vertical 7. O torque (velocidade) do segundo motor 61 é ajustado automaticamente por um sistema de computador a bordo, contido dentro do controlador 55, em oposição ao torque (velocidade) do pri-meiro motor 54 para manter um levantamento constante, de modo que o veículo com asa rotativa 1 não ganha nem perde altitude.

[076] As lâminas do rotor 20 e 22 são acopladas no veículo com asa rotativa 1, também chamado aeronave com asa rotativa 1, e suportadas para rotação pelos cubos do rotor 101. Os cubos do rotor 101 são ainda acoplados para movimento articulável em um oleado interno 108, como mostrado melhor na figura 11A. Os eixos pivôs 109 se estendem através do cubo do rotor 101 e são recebidos pelo oleado 108. O oleado 108 é adaptado para acoplar um par de lâminas do rotor no cubo do rotor 101 para rotação ao redor do eixo geométrico comum 7. O oleado 108 é ainda acoplado em uma primeira extremidade de um par de elos de passo 119. Cada elo de passo 119 é ainda acoplado em uma segunda extremidade em uma borda de perímetro do prato oscilante 56’ ou 57’. Assim, o oleado 118 é articulado pela entrada do prato oscilante 56’, 57’ em resposta à entrada do movimento linear dos servos 58, 59 ou 98. Esse movimento articulado do oleado 118, por sua vez, faz com que cada lâmina do rotor 20, 22 articule em resposta, assim aumentando ou diminuindo o passo da lâmina do rotor das lâminas do rotor 20,22.

[077] Como sugerido nas figuras 2A e 2B, um veículo com asa rotativa 1 inclui uma seção superior 2’, primeiro e segundo rotores 3 e 5, uma seção média 4, uma seção inferior 6, primeiro e segundo módulos de força 13, 14 e uma carga útil 15’ dispostos em relação separada ao longo do eixo geométrico comum 7. Com refe-rência agora às figuras 2A a 4, componentes internos mecânicos e elétricos dentro da seção superior 2’ e seção média 4 do veículo 1 são envolvidos por um estrutura de corpo superior de parede fina 10 e uma estrutura do corpo médio 11, respectiva-mente. Uma estrutura do corpo inferior 12 cobre uma porção da seção inferior 6, mas poderia ser estendida para cobrir toda a seção inferior 6. Uma característica da presente revelação é que estruturas de corpo 10, 11 são moldadas a sopro de um material plástico, tal como policarbonato ou ABS, e, em conjunto com o suporte 40, formam uma estrutura para a aeronave com asa rotativa que tem ambos, um com-ponente de resistência central e um componente de cobertura exterior fina que jun-tos são rígidos, fortes e fáceis de fabricar.

[078] Como mostrado na figura 3, uma aeronave com asa rotativa 1 de acordo com a presente revelação tem um sistema de rotor compreendendo um motor 54 conectado operativamente nas lâminas do rotor 20 por meio de um jogo de transmissão, tal como engrenagens 106, 107 (figura 11). Um controle de passo, tal como um prato oscilante 56’ (figura 10) é conectado operativamente nas lâminas do rotor 20 para variar o passo cíclico e/ou coletivo das lâminas do rotor 20 em resposta à saída de um servoatuador, tal como os servos 58, 59 (figura 3) através de articula-ções, tal como elos do passo 125, 126 (figura 10). A força, tal como eletricidade de baterias (não mostradas) ou combustível de um tanque de armazenamento (não mostrado) em um módulo de força 13, flui através de um duto de força através do sistema de rotor e fornece força para operar o controlador 55, o motor 54 e os servos 58 e 59. Sinais de controle do controlador 55 fluem ao longo de um duto de sinal e regulam a velocidade do motor 54 e a saída do posicionamento dos servos 58 e 59. O duto de força e o duto de sinal são conduzidos entre um lado de influxo e um lado do fluxo de saída das lâminas do rotor 20 através dos canais 96, também chamado espaço interior 96, formados na espinha estrutural ou suporte 40 (figuras 7A, 7B e 15) do veículo 1.

[079] No voo planador, o primeiro rotor 3 e o segundo rotor 5 giram em direções opostas ao redor do eixo geométrico comum 7 forçando o ar para baixo na direção 24 e levantando o veículo 1 em uma direção ascendente, como sugerido na figura 2A. O primeiro rotor 3 tem lâminas do rotor 20 configuradas para girar na dire-ção 21 e o segundo rotor 5 tem lâminas do rotor 22 configuradas para girar na dire-ção 23 ao redor do eixo geométrico comum 7. Pelo fato de que as primeiras lâminas do rotor 20 e as segundas lâminas do rotor 22 são equipadas com um controle de passo cíclico, o veículo 1 é configurado para voo direcional na direção 25 em que o eixo geométrico comum 7 é orientado substancialmente na vertical.

[080] Com referência agora à figura 2B, uma segunda modalidade con-siderada pela revelação atual é representada tendo um módulo impulsionador 8 pre-so na seção inferior 6 em uma interface impulsionadora 9. O módulo impulsionador 8 contém, por exemplo, uma fonte de força auxiliar (não mostrada) para aumentar a fonte de força interna contida nos módulos de força 13 e 14 transportados no veículo 1. De forma ilustrativa, a fonte de força auxiliar (não mostrada) e os módulos de força 13 e 14 são baterias elétricas 13 e 14. O módulo impulsionador 8 inclui as asas esquerda e direita 16, 17 para proporcionar levantamento adicional para o veículo 1 no voo direcional na direção 18 em que o eixo geométrico comum 7 é orientado substancialmente na horizontal.

[081] A carcaça 40 forma um suporte estrutural do veículo com asa rotativa 1 e geralmente se estende verticalmente através do centro do veículo com asa rotativa 1 desde a seção superior 2’ para a seção inferior 6, como mostrado melhor na figura 4. De forma ilustrativa, a carcaça 40 é um tubo de núcleo não rotativo com um canal interior oco 96 (figura 7A) ou uma viga cruciforme 97 com canais exteriores (figura 7B). O primeiro e o segundo sistemas de rotor 3, 5, também chamados primeiro e segundo módulos do rotor 3,5, todos os componentes dentro da seção superior 2’, seção média 4 e seção inferior 6 são acoplados na carcaça 40. Com referência agora à figura 7A, o suporte central alongado 40, também chamado tubo de núcleo oco não rotativo 40, ainda age como um duto para a fiação elétrica 45, encanamento (não mostrado) e articulações mecânicas (não mostradas) passando entre os componentes na seção superior 2’, seção média 4 e seção inferior 6 do veículo com asa rotativa 1. Fendas longitudinais 46 e 47 são produzidas como pontos de entradas e saídas para os fios elétricos 45, encanamento e articulações. Desde que o tubo de núcleo oco não rotativo 40 e a viga cruciforme são unitários e contínuos entre as seções do corpo 2, 4 e 6, a rigidez e as propriedades estruturais de peso leve do veículo 1 aumentam. De forma ilustrativa, o tubo de núcleo oco não rotativo 40 e a viga cruciforme 97 são preferivelmente feitos de fibra de grafite de carbono enrolada ou extrudada, fibra de vidro ou liga de alumínio número 7075 (ou similar) com um diâmetro exterior (tubo de núcleo 40) ou dimensão de largura (viga cruci- forme) de aproximadamente 13 mm (0,5 polegadas) e uma espessura de parede entre aproximadamente 0,76 mm (0,03 polegadas) e aproximadamente 1,3 mm (0,05 polegadas).

[082] O veículo com asa rotativa 1 é disposto tendo três seções de corpo, como mostrado melhor na figura 3. A seção superior 2’ é disposta tendo um sensor de horizonte/estabilizador 50, um estabilizador de giro eletrônico 51, uma mesa de montagem do giro 52 acoplada em uma extremidade superior do tubo do núcleo 40, um primeiro controlador de velocidade do motor 53, um primeiro motor 54, um receptor de rádio e controlador 55. A seção média 4 inclui um primeiro prato oscilante 56’, um segundo prato oscilante 57’, um servo cíclico longitudinal 58 e um servo cíclico de balanço rotacional 59. A seção inferior 6 inclui um segundo controlador de velocidade do motor 60, um segundo motor 61, uma bateria de rádio 62, primeiro e segundo módulos de força 13 e 14 e o módulo de carga útil 15.

[083] Na modalidade ilustrada, o sensor de horizonte/estabilizador 50 é um modelo “FS8 Copilot” modelo por FMA company, o estabilizador de giro eletrônico 51 é um modelo de giro de anel de silicone “G500” por JR company, os motores 54, 61 são modelos “B2041S” por Hacker company e os controladores de velocidade do motor 53, 60 são os modelos “Pegasus 35” por Castle Creations company, que são controladores de velocidade programáveis digitais com base em computador. O veículo com asa rotativa 1 é também configurado para receber um receptor de GPS/controlador e sistema de telemetria (não mostrado), disposto para ser acoplado na seção superior 2’.

[084] Os componentes interiores do veículo com asa rotativa 1 são acoplados no tubo do núcleo 40 por engastes de anel 70, como mostrado na figura 8. O engaste de anel 70 inclui uma porção interna anular 71 em conformidade com a superfície exterior anular do tubo do núcleo 40. O engaste de anel 70 inclui braços de montagem que se estendem radialmente 72, 73, 74 tendo flanges 75, 76, 77 adap-tados para manter os componentes mecânicos, elétricos e outros interiores do veícu- lo com asa rotativa 1. O engaste de anel 70 é disposto para suportar o motor 54 no flange 75, o controlador de velocidade do motor 53 no flange 76 e o receptor de rádio 55” no flange 77. Os componentes interiores do veículo 1 são acoplados, por exemplo, em flanges de montagem usando uma variedade de prendedores (tal como tirantes de náilon através das aberturas 78) ou adesivos. A porção anular 71 propor-ciona um dispositivo para travar o engaste de anel 70 no tubo do núcleo oco não rotativo 40 para impedir que o engaste de anel 70 rode ou deslize no sentido axial ao longo do tubo do núcleo oco não rotativo 40. O dispositivo para travar o engaste de anel 70 no tubo do núcleo oco não rotativo 40 inclui prendedores (não mostrados) recebidos pelo receptor do parafuso fixador 79 ou uma variedade de adesivos. Um segundo engaste de anel 80, como mostrado na figura 9, inclui um anel anular 63, braços 82 e 83 e postes axiais 84, 85 para sustentar afastamentos do corpo 86, 87, 88, braços antirrotação do prato oscilante 90 e 91 e elos do prato oscilante 92 e 93.

[085] O servomódulo 81 inclui o engaste de anel 80 sustentando o servo de passo 58, o servo de balanço rotacional 59 e os afastamentos do corpo universal 86, 87 (como descrito no Pedido de Patente Provisório 60/525.585 para Arlton que é por meio disso incorporado por referência aqui) que suportam a estrutura do corpo médio 11, como mostrado, por exemplo, na figura 10. Como sugerido nas figuras 3, 4, 5, 6, 9, 10 e 15, os afastamentos do corpo 86, 87, 88 são presos no engaste de anel 80. Furos vazados 263 nos afastamentos do corpo 86, 87, 88 são receptivos a muitos tipos de prendedores comerciais, tais como parafusos e hastes (não mostrados) para fixar os afastamentos do corpo 86, 87, 88 no engaste de anel 80 e estrutura do corpo médio 11. A estrutura do corpo médio 11 é geralmente fixada nos afastamentos do corpo 86, 87, 88 para proporcionar uma cobertura e carenagem aerodinâmica para os servos 58, 59 e pratos oscilantes 56’, 57’. Os engastes de anel 70, 80 são dispostos para incorporar e suportar muitas características estruturais do veículo com asa rotativa 1. Os engastes de anel 70, 80 ajudam a montagem do veículo com asa rotativa 1 porque os engastes de anel 70, 80 e componentes interiores as-sociados podem ser pré-montados como subconjuntos e então mais tarde montados juntos com outros módulos no tubo do núcleo oco não rotativo 40 em uma etapa de fabricação final.

[086] Com referência agora às figuras 11A, 12A, 12B, 13A, 13B e 14, o sistema do rotor 3, também chamado módulo do rotor 3, inclui um engaste do rotor 100, um cubo do rotor 101 tendo uma engrenagem interna 107, primeiro e segundo mancais de esferas 102 e 103, um eixo 101A estendido entre os mancais 102 e 103, uma braçadeira do anel 104, um motor 54, uma caixa de engrenagens planetária 105, uma engrenagem de pinhão 106, um oleado da lâmina 108, eixos pivôs 109, tampas de extremidade do eixo 110, molas de torção 111 e lâminas do rotor 20. O engaste do motor 122 é receptivo à caixa de engrenagens 105 para acoplar o motor 54 no engaste do rotor 100. Quando montados, os mancais 102, 103 são mantidos pela braçadeira do anel 104 engatando a fenda 99 em um ressalto 112 estendido do engaste do rotor 100. A lâmina do rotor 20 é mantida no lugar por um pino 113 es-tendido através da tampa 110 e abertura 114 formada no eixo 109. O eixo 109 passa através de uma abertura do mancal 117 formada no cubo do rotor 101 e para dentro de uma abertura 94 no oleado 108 quando ele fica retido por outro pino (não mos-trado). Elos do passo 119 acoplam o oleado 108 no prato oscilante 56’.

[087] Como mostrado na figura 11B, um módulo do rotor adaptado para suportar ambas as lâminas do rotor de passo cíclico e coletivo inclui o cubo do rotor coletivo 201 que é similar ao cubo do rotor 101 e receptivo a uma armação do oleado coletivo 208 acoplado em ressaltos 214 formados em uma superfície interior do cubo 201 por prendedores 212. A armação do oleado coletivo 208 suporta as cargas radiais do voo produzidas pelas lâminas do rotor 20 agindo através dos mancais axi-ais 203. Elos de passo 119 acoplam os braços do passo 210 no prato oscilante 56’.

[088] De forma ilustrativa, a caixa de engrenagens planetária 105 tem uma razão de velocidade de redução de aproximadamente 4:1. A engrenagem de pinhão no motor 54 tem nove dentes e engata a engrenagem interna 107 no cubo do rotor 101 que tem sessenta dentes, então a razão de redução de velocidade total do módulo do rotor 3 é aproximadamente 26,7:1 (isto é, o eixo de saída do motor 54 gira 26,7 vezes para cada volta do cubo do rotor 101). Essa razão de redução encoraja o uso de motores elétricos de alta eficiência funcionando em altas tensões e altas velocidades.

[089] De forma ilustrativa, o motor 54 é um motor sem escova. Em algumas aplicações, especialmente onde os tempos de voo são curtos e a economia é um fator (por exemplo, em uma munição descartável de curto alcance) vários motores com escova de baixo custo (isto é, motores tendo escovas de carvão e comutadores rotativos) são usados no lugar de um motor sem escova de alto custo 54 para girar o cubo do rotor 101. Em tais casos, embora o módulo do rotor 3 seja mostrado tendo um motor 54 para acionar o cubo do rotor 101, está dentro do escopo dessa revelação incluir vários motores ao redor da circunferência do engaste do rotor 100 para acionar o cubo do rotor 101 ao invés de somente um. Também é previsto que o cubo do rotor 101, por si próprio, possa ser configurado com bobinas de fio e ímãs para agir como um motor, de modo que nenhum motor separado é necessário para acionar o cubo do rotor 101 ao redor do eixo geométrico comum 7.

[090] A lâmina do rotor 20 na modalidade mostrada é moldada a injeção de material plástico de policarbonato e é do tipo descrito na Patente U.S. 5.879.131 por Arlton, cuja patente é por meio disso incorporada por referência aqui. A lâmina do rotor 20 é livre para oscilar para cima e para baixo aproximadamente por 6 graus ao redor do eixo geométrico oscilante 120 antes que as abas 121 nas molas de torção 111 contatem o eixo do passo 109 e resistam à oscilação adicional. Isso significa que as lâminas do rotor 20 podem oscilar para cima e para baixo livremente em voo por aproximadamente +/- 6 graus e podem dobrar para cima por 90 graus e para baixo por 90 graus para armazenamento ou durante uma aterrissagem forçada.

[091] Na modalidade mostrada nos desenhos, o engaste do rotor 100 é moldado a injeção em uma peça de um material termoplástico, tal como policarbonato ou náilon. O cubo do rotor 101 é moldado a injeção em uma peça de um material termoplástico, tal como náilon ou acetal. As lâminas do rotor 20 são suportadas em voo pelo cubo do rotor 101 (que forma parte da estrutura do corpo exterior do veículo 1 ao invés de por eixos coaxiais tradicionais coincidentes com o eixo geométrico comum 7. Isso coloca os mancais de suporte do rotor 102, 103 muito perto das lâmi-nas do rotor 20 e libera espaço dentro da porção de corpo central do veículo com asa rotativa 1 para outros componentes mecânicos ou elétricos. Em um sistema de rotor de passo fixo (mostrado nos desenhos), as forças de voo radiais produzidas pelas lâminas rotativas 20 são suportadas pelo oleado interno 108 que conecta duas lâminas do rotor 20 e que inclui uma abertura interna circundando e desviando do tubo do núcleo 40, assim nenhum mancal axial especial é necessário.

[092] Com referência agora à figura 15, um sistema de rotor coaxial de acordo com a revelação atual compreende o tubo do núcleo 40, dois sistemas de rotor 3, 5, dois pratos oscilantes 56’, 57’ e um servomódulo 81 acoplado no tubo do núcleo oco não rotativo 40 em simetria refletida ao redor do servomódulo 81. Embora um sistema de rotor coaxial com dois rotores seja revelado, o veículo com asa rotativa 1 poderia ser equipado com sistemas de rotor adicionais (não mostrados) separados ao longo do comprimento do tubo do núcleo oco não rotativo 40 para capacidades adicionais de impulso ou operacionais.

[093] Na modalidade ilustrada, o veículo com asa rotativa 1 tem um sistema de rotor de passo fixo que exige somente dois servos 58, 59 para controle do passo da aeronave (cíclico longitudinal) e do balanço rotacional da aeronave (cíclico direito e esquerdo). Um terceiro servo coletivo 98 pode ser montado em um modo similar na seção média 4, por exemplo, se é desejado o controle de passo coletivo.

[094] Os sistemas de rotor 3, 5 são conectados nos pratos oscilantes 56’, 57’ por elos de passo 119. Os servos 58, 59 são conectados nos pratos oscilantes 56’, 57’ por elos do passo 125, 126. Em operação, os cubos do rotor 101 giram em direções opostas. Os servos 58, 59 são controlados por eletrônica de controle de voo a bordo 55’ para inclinar simultaneamente o prato oscilante 56’ e o prato oscilante 57’ que então variam ciclicamente o ângulo de passo da lâmina das lâminas do rotor rotativas 20 para inclinar o veículo 1 em uma da direção de passo da aeronave e direção de balanço rotacional da aeronave. Em outra modalidade tendo passo co-letivo (ver figura 11B), um terceiro servo e terceiro elo de passo (não mostrados) são fornecidos para variar a localização axial dos pratos oscilantes 56’, 57’ ao longo do eixo geométrico comum 7 e para variar o passo coletivo das lâminas do rotor 20, 22 usando Mistura de Passo Cíclico Coletivo (CCPM). O uso de servos posicionados para ficarem entre os sistemas do rotor 3, 5 e o acoplamento direto dos pratos osci-lantes de controle 56’, 57’ com articulações para controlar um sistema de rotor coa-xial dessa maneira é uma característica da modalidade.

[095] Uma modalidade ilustrativa da revelação inclui motores 54, 61 po-sicionados para ficarem acima e abaixo das lâminas do rotor 20, 22 (ver figura 25A) com a transmissão de força entre os sistemas de rotor 3, 5 realizada através de fiação elétrica 45 ao invés de eixos mecânicos, dessa forma reduzindo a complexidade mecânica e o peso. Em outra modalidade (ver figura 26), os motores 54, 61 são po-sicionados para ficarem entre as lâminas do rotor 20, 22 e os servos atuadores 58, 59 são posicionados para ficarem em relação separada para posicionar as lâminas do rotor 20, 22 entre eles (ver figura 26). Pelo fato de que a força e o controle dos sistemas de rotor 3, 5 é inteiramente elétrico por natureza, todo o sistema de controle do veículo com asa rotativa 1 pode ser operado eletricamente por computadores digitais e eletrônica de estado sólido sem articulações mecânicas ou amplificação hidráulica. A colocação dos motores 54, 61 como mostrado na figura 25A, elimina a necessidade de eixos rotativos concêntricos entre lâminas do rotor 20, 22 e posicio-na os servos 58, 59 para acionar ambos os pratos oscilantes 56’ (incluído no primeiro controlador de passo 56) 57’ (incluído no segundo controlador de passo 57) dire-tamente.

[096] Uma característica da presente revelação é que o veículo 1 pode voar com tão pouco quanto um ou dois servoatuadores cíclicos (servos 58, 59). Em um modo de voo de um servo, o torque diferencial dos motores 54, 61 controla a orientação da guinada e o servo 58 controla o voo para frente e para trás. Com so-mente um servo cíclico, o veículo 1 pode voar muito semelhante a um avião tendo somente controle de leme e estabilizador. Em um modo de voo de dois servos, como ilustrado nos desenhos, os servos 58, 59 proporcionam o controle do passo da ae-ronave longitudinal e de balanço rotacional da aeronave à direita/à esquerda com torque diferencial dos motores 54, 61 proporcionando o controle da guinada.

[097] Em outra modalidade da revelação atual, a força para acionar os motores 54, 61 em voo é proporcionada por baterias elétricas de alta capacidade 130, tal como baterias de lítio e polímero ou de íon de lítio ou células de combustível. Com referência agora às figuras 16A e 16B, o módulo de força 13 tem seis baterias de íon de lítio recarregáveis 130 dispostas em um padrão hexagonal ao redor de um tubo do núcleo oco não rotativo 40 e ligadas em série para produzir aproximadamente 21,6 volts de potencial elétrico. O engaste do anel da bateria 131 é formado para incluir a abertura (anel) central 132 para acomodar o tubo do núcleo oco não rotativo 40 e o flange 133 para manter as baterias 130. Fios elétricos 45 do módulo de força 13 entram no tubo do núcleo oco não rotativo 40 na abertura 47 (ver figura 7A) e são encaminhados através do tubo do núcleo oco não rotativo 40 para os controladores de velocidade do motor 53, 60.

[098] Como melhor mostrado na figura 25A, múltiplos módulos de força 13, 14 são proporcionados para uma capacidade de energia adicional durante o voo e são ligados, de forma ilustrativa, em paralelo para aumentar a corrente elétrica disponível para os motores 54, 61. Os tempos de voo do veículo com asa rotativa 1 podem ser ajustados ajustando o número de módulos de força 13, 14 transportados no voo.

[099] Anéis de travamento extras (ou engastes de anel sem braços radiais) 135 são fornecidos acima e abaixo do módulo de força 13, 14 para ajudar a acoplar os módulos de força 13, 14 no tubo do núcleo oco não rotativo 40, como mostrado, por exemplo, na figura 4. Desde que os módulos de força 13, 14 são relativamente pesados comparado com outros componentes do veículo 1, os anéis de travamento 135 impedem que os módulos de força 13, 14 deslizem ao longo do tubo do núcleo oco não rotativo 40 durante uma aterrissagem forçada do veículo com asa rotativa 1. Uma característica da presente revelação é que o veículo com asa rotativa 1 é bem adequado para ser fabricado e montado em módulos. O rotor, a asa, o controle, a força, o impulsionador, a eletrônica e os módulos de carga útil são fabricados separadamente e deslizados sobre o tubo do núcleo 40. Conectores elétricos para as conexões atravessando as aberturas 46, 47 no tubo do núcleo 40 são montados nivelados com a superfície do tubo do núcleo 40 para ajudar na montagem e desmontagem do veículo 1 para a manutenção e consertos.

[0100] A densidade de energia e a densidade de força são considerações no projeto de UAV e podem ser aplicadas a uma aeronave como um todo. Uma ae-ronave com maiores densidades de energia e densidades de força tem melhor de-sempenho geral do que uma aeronave com densidades menores. Em geral, a den-sidade de energia e a densidade de força são definidas como a quantidade de ener-gia e força disponíveis por peso unitário. Por exemplo, a densidade de energia de um combustível ou bateria elétrica (também conhecida como “energia específica”) corresponde com a quantidade de energia contida em uma medida de unidade do combustível ou bateria (medido, por exemplo, em Nm/Kg ou ft-lbs/slug).

[0101] Combustíveis químicos (líquidos) tendem a ter maiores densidades de energia do que as baterias elétricas. Uma característica adicional da força do combustível líquido quando comparado com a força da bateria elétrica é que o peso de uma aeronave abastecida com líquido diminui através do curso de um voo (tanto quanto 60%) à medida que ela queima o combustível. Consequentemente, a densi-dade de energia de uma aeronave abastecida com líquido (isto é, a energia disponí-vel por peso unitário da aeronave) diminui vagarosamente e a densidade de força (força disponível por peso unitário) aumenta à medida que ela voa. Isso significa que o desempenho da aeronave abastecida com líquido realmente melhora perto do fim de um voo.

[0102] Em contraste, a densidade de força geral de uma aeronave energi- zada por eletricidade é constante por todo o voo porque a força de saída máxima das baterias é quase constante e as baterias não perdem peso à medida que elas descarregam. A densidade de energia também diminui rapidamente porque a ener-gia total disponível diminui. Para melhorar a energia e a densidade de força da reve-lação atual, um impulsionador elétrico auxiliar ou módulo de força 8 é fornecido que pode ser lançado em voo depois que o seu abastecimento de energia esgota. Assim, o módulo impulsionador 8 compreende módulos adicionais de bateria (não mostra-dos) montados ao redor do eixo geométrico comum 7 com um mecanismo para reter o módulo impulsionador 8 no veículo com asa rotativa 1.

[0103] Em outra modalidade, o módulo impulsionador 8 inclui um motor de combustão interna (tal como um motor a diesel não mostrado) que aciona um gerador elétrico (não mostrado) para converter a energia química contida em um combustível químico para energia elétrica. Em outras modalidades consideradas por essa revelação, um sistema gerador turboelétrico (não mostrado) pode ser usado para criar a energia elétrica. Uma consideração de um módulo impulsionador 8 contendo tal gerador elétrico a gás é que todo o peso do módulo, sistema de combustível e motor pode ser lançado no fim de uma primeira fase do voo deixando o veículo com asa rotativa 1 relativamente leve para completar uma segunda fase do voo.

[0104] Na modalidade ilustrativa, o módulo impulsionador 8 inclui asas dobráveis 16, 17 para aumentar o levantamento em um modo de voo horizontal do veículo com asa rotativa 1. Como mostrado na figura 17, a asa 17 é dobrada ao redor do eixo geométrico de dobradura 140 para armazenamento compacto. As asas 16, 17 são presas aproximadamente em sua localização de “um quarto de corda” nos eixos pivôs (não mostrados). Quando desdobrada para voo com os eixos pivôs mantidos rigidamente perpendiculares ao eixo geométrico comum 7 (ver também figura 2), a asa 16 fica livre para articular ao redor do eixo geométrico do passo 143 para encontrar seu próprio melhor ângulo de ataque. Pelo fato de que as asas 16, 17 são livres para girar ao redor dos seus próprios eixos de passo em voo, anexos, tal como as asas 16, 17, são algumas vezes chamadas como “asas livres”. Deve ser observado que as asas 16, 17, sendo asas livres, podem operar eficientemente através de uma ampla faixa de velocidade por causa da sua capacidade de mudar o passo automaticamente para satisfazer o fluxo de ar próximo. A aplicação de tal asa livre em um UAV com asa rotativa é uma característica da revelação.

[0105] Em voo horizontal de alta velocidade, o eixo geométrico comum 7 é orientado substancialmente na horizontal com os módulos do rotor 3, 5 juntos agindo como uma hélice de rotação contrária única para puxar o veículo com asa rotativa 1 em uma direção horizontal 18. As asas 16, 17 ajudam a levantar a seção inferior 6 e o módulo impulsionador 8, de modo que os módulos do rotor 3 e 5 podem aplicar mais força para propulsão para diante e menos para o levantamento vertical.

[0106] Também deve ser observado que a revelação atual não exige su-perfícies de controle aerodinâmico (tal como nas asas 16, 17) porque o controle cí-clico do módulo do rotor 3, 5 proporciona a força de controle para manobrar na dire- ção de passo (elevação) da aeronave 144 e direção de guinada (rumo) da aeronave 145 quando o eixo geométrico comum 7 está substancialmente horizontal. O controle de balanço rotacional do estilo do avião (ao redor do eixo geométrico comum 7) durante o voo horizontal de alta velocidade é realizado através do torque diferenci- al/velocidade dos módulos do rotor 3, 5. Esse método de controle para o voo hori-zontal de um UAV com asa rotativa é uma característica da modalidade ilustrativa.

[0107] Com referência agora às figuras 18A e 18B, quando a energia do módulo impulsionador 8 tiver esgotado, um comando do controlador a bordo 55 do veículo com asa rotativa 1 aciona um mecanismo, tal como uma trava (não mostrada) que separa o módulo impulsionador 8 do veículo com asa rotativa 1 e o módulo impulsionador 8 cai na direção 19. O veículo com asa rotativa 1 então, em um modo de voo, assume uma orientação mais vertical e voa como um helicóptero.

[0108] Em outra modalidade, o módulo impulsionador 8 inclui uma carga útil de missão específica 147, tais como uma munição explosiva, um sonar de mergulho, hidrofones, marcador de ID de rádio ou uma sonoboia. Como ilustrado na figura 19, com a separação do veículo com asa rotativa 1, o módulo impulsionador 8 cai deixando um sonar ou sistema hidrofônico 147 ou outro sensor conectado no veículo com asa rotativa 1 por fio ou cabo de fibra ótica 146, de modo que o veículo com asa rotativa 1 pode mover a carga útil 147 de lugar para lugar, entregar a carga útil 147 precisamente na localização desejada e agir como uma ligação de telemetria entre a carga útil 147 e um receptor remoto (não mostrado). Esse pode ser um método efetivo de monitoração, por exemplo, de um alvo ou marcação de um navio no mar com um marcador de ID de rádio remoto ou outro instrumento de marcação.

[0109] A figura 22 ilustra um método de entrega de um marcador compre-endendo, por exemplo, um sensor ou um dispositivo de marcação, tal como uma tinta indelével ou um transmissor de rádio, a uma localização remota, nesse caso um navio em mar aberto 157. O veículo 1 é mostrado se aproximando do navio S (na armação), manobrando para tocar o navio S e deixando o marcador sobre o navio S (na armação) e saindo da área (na armação). Esse método de marcação é uma ca-racterística da presente revelação que permite que um ponto de interesse seja moni-torado depois que o veículo 1 deixou a área local. Alternativamente, ou em conjunto, o veículo 1 pode manter um sensor quando ele deixa a área local que pode, por exemplo, ter levado uma amostra da atmosfera perto do navio S e retornar o sensor e a amostra para um ponto de processamento remoto para análise adicional por um espectrômetro de massa, dispositivo de medição biológico ou radiológico ou outro tal dispositivo (não mostrado). Embora o ponto de interesse mostrado nos desenhos como um navio S, será entendido que o navio S poderia ser qualquer outro ponto de interesse acessível para o veículo 1, tais como um caminhão, aeronave, construção, torre, linha de força ou área aberta de terra.

[0110] Outra modalidade da revelação atual mostrada nas figuras 20A, 20B e 20C tem lâminas do rotor coaxiais, dobradiças de comprimento desigual 148, 149 com lâminas superiores 148 tendo uma maior extensão do que as lâminas inferiores 149. Essa é uma característica arranjada, de modo que durante uma aterrissagem forçada do veículo quando as lâminas superiores 148 contatam o solo 155 antes das lâminas inferiores, mais curtas 149, de modo que as lâminas superiores 148 dobram para longe de, ou mais rápido do que, as lâminas inferiores 149, dessa forma reduzindo a possibilidade que as lâminas superiores 148 e as lâminas inferiores 149 se toquem enquanto ainda girando em alta velocidade. Como mostrado nos desenhos, as lâminas inferiores 149 se estendem por aproximadamente 51 cm a 56 cm (20 a 22 polegadas).

[0111] A capacidade de dobrar para armazenamento compacto e para aterrissagem é outra característica da revelação atual. Como mostrado nas figuras 21A e 21B, o veículo com asa rotativa 1 é compacto o suficiente para se ajustar den-tro de um tubo de sonoboia de tamanho A padrão usado pela marinha dos Estados Unidos. A estrutura de tubo do núcleo único da presente revelação não somente permite que o veículo com asa rotativa 1 seja miniaturizado para se ajustar dentro de um tubo de sonoboia, ela também absorve as forças de lançamento com um disposi-tivo acionado por carga (CAD) de uma aeronave, tal como a aeronave de vigilância marítima P-3 da marinha.

[0112] Em uma modalidade sugerida na figura 21A, o tubo de lançamento descartável 150 é proporcionado para proteger as superfícies aerodinâmicas do veí-culo com asa rotativa 1 quando ele é lançado de um avião percorrendo 150-250 nós em uma altitude de 3 km a 6 km (10.000 a 20.000 pés). Um paraquedas (não mos-trado) preso no tubo 150 diminui e estabiliza a descida do tubo 150 que se separa do veículo com asa rotativa 1 em uma altitude menor. De forma ilustrativa, o veículo com asa rotativa 1 é mostrado em escala e tem um comprimento de corpo 30 de aproximadamente 51 cm (24 polegadas), diâmetro superior 31 de aproximadamente 5,7 cm (2,25 polegadas), diâmetro do rotor superior 32 de aproximadamente 71 cm (28 polegadas) e diâmetro do rotor inferior 33 de aproximadamente 61 cm (24 pole-gadas) ou menos. O módulo impulsionador 8 tem um comprimento 34 de aproxima-damente 30 cm (12 polegadas). O primeiro rotor 3 e o segundo rotor 5 giram em aproximadamente 1400 RPM em voo planador e em aproximadamente ou acima de 2000 RPM durante as manobras de ascensão vertical e de alta velocidade.

[0113] Outra modalidade considerada por essa revelação é adaptada para uso com uma munição para avaliar os danos ao alvo feitos pela munição. Como mostrado na figura 23, o veículo 1 é adaptado para uso com a munição, mostrada de forma ilustrativa nos desenhos como uma bomba entregue por gravidade 160. A bomba 160 é lançada de uma plataforma de lançamento tal como um avião. Em ope-ração, a bomba entregue por gravidade 160 transporta o veículo 1 para a proximidade de um local alvo com o que o veículo 1 é liberado para abandonar a bomba 160, de forma ilustrativa, com velocidade reduzida pelo uso de um paraquedas de resis- tência auxiliar 162 ou ejetado da bomba 160 por um dispositivo acionado por carga explosiva, antes que a bomba 160 alcance seu alvo. O veículo 1 então orbita ou paira na área alvo perto do local de impacto para observar os danos da bomba e transmite vídeo e outras informações para um operador remoto (não mostrado). Esse método de avaliação de danos pela munição é uma característica da revelação que proporciona avaliações imediatas sobre danos em batalha sem exigir que uma plata-forma de lançamento permaneça na zona de ataque e reduz a necessidade de ata-ques subsequentes contra o mesmo alvo enquanto minimizando os riscos para membros da tripulação humana.

[0114] Como mostrado na figura 26, os motores 54, 61 são posicionados para ficarem entre as lâminas do rotor 20, 22. Os servoatuadores 58, 59 são posicionados para ficarem em relação separada para posicionar as lâminas do rotor 20, 22 entre eles.

[0115] Em outra modalidade ilustrativa, os motores 54, 61 ficam localizados abaixo das lâminas do rotor 22 e o tubo de torque rotativo 254 percorre dentro do tubo do mastro não rotativo 253 para transmitir a força para o rotor 22 como mostrado, por exemplo, nas figuras 28 a 31. Em outra modalidade, um motor a gás (não mostrado) pode ser proporcionado para gerar a força elétrica de um combustível pesado tal como combustível diesel ou JP8 para operar os motores 54, 61. Em ainda outra modalidade, um motor a gás (não mostrado) pode ser conectado no tubo de torque 254 e no engaste do rotor 100 através de uma caixa de engrenagens (não mostrada) para acionar as lâminas dos rotores 20, 22, também chamados rotores 20, 22, ao redor do eixo geométrico comum 7, também chamado eixo geométrico do rotor 7.

[0116] O tubo de torque 254 pode ser conectado diretamente no cubo do rotor superior 270, como sugerido nas figuras 28 e 29, ou em um sistema de redução de velocidade e transmissão energizado por correia ou por engrenagem 271 propor- cionado na extremidade superior do tubo do mastro 253, como sugerido nas figuras 29 e 30. O sistema de redução de velocidade 271, também chamado sistema de transmissão 271, pode ficar localizado na extremidade superior do tubo do mastro 253, de modo que o tubo de torque 254 pode ser configurado para operação em pe-queno torque e alta velocidade. Como resultado, o tubo de torque 254 pode ser de construção de peso menor do que um eixo do rotor principal dimensionado de modo comparável para um helicóptero que precisa suportar as cargas de voo completas do cubo do rotor 270 e lâminas do rotor superior 20.

[0117] Com referência às figuras 27 a 31, veículos com asa rotativa 250, 251 considerados por essa revelação incluem um corpo aerodinâmico 260 e outras características adequadas para voo horizontal em alta velocidade. O corpo 260 pode ser adaptado em algumas modalidades para transportar um ou mais pilotos humanos ou um ou mais passageiros. Veículos com asa rotativa 250, 251 incluem lâminas do rotor de rotação contrária 20, 22 giratórias ao redor do eixo geométrico comum 7, engrenagem de aterrissagem 261, coberta de mastro aerodinâmica 257, hélice im-pulsora 258 e planos de deriva estabilizadores 259. A coberta do mastro 257 é ge-ralmente aerofólio em corte quando vista de cima para reduzir a resistência frontal. A coberta do mastro 257 é mostrada presa na estrutura do corpo 11 e, portanto, por parafusos 277 nos afastamentos da estrutura do corpo 86, 87, 88 que prendem a coberta do mastro 257 no tubo do mastro 253 e impedem que a coberta do mastro 257 gire ao redor do eixo geométrico comum 7.

[0118] Como descrito nas figuras 28 e 29, o módulo do rotor 264 inclui lâminas do rotor superior 20, lâminas do rotor inferior 22, conjunto de controle do rotor 255, conjunto de acionamento do rotor 262 e conjunto de mastro 252. O con-junto de controle do rotor 255 inclui os pratos oscilantes 56’, 57’, servos 58, 59 e elos de passo 125, 126. O conjunto de acionamento do rotor 262 inclui motores 54, 61 com engrenagens motrizes associadas para acionar os rotores 20, 22 ao redor do eixo geométrico do rotor 7.

[0119] O conjunto do mastro 252 inclui o tubo de torque 254 se estendendo dentro do tubo do mastro 253 e suportado pelo mancal de mastro superior 273 e mancal de mastro inferior 274, como mostrado na figura 32. O conjunto do mastro 252 é preso no corpo 260 pelos suportes do mastro 266, 267 e parafusos do mastro 202.

[0120] O tubo de torque 254 é menor em diâmetro do que o tubo do mastro 253 deixando um espaço anular 275 se estendendo através do interior do tubo do mastro 253 para agir como um duto para a fiação elétrica para os servos 58, 59 e outros componentes elétricos/eletrônicos. Fendas de fio 265, 269 são fornecidas como pontos de entrada e saída para a fiação, encanamento e articulações (não mostradas). Em uma modalidade, o tubo do mastro 253 é construído de material composto de fibra de carbono e suporta cargas de voo laterais produzidas pelas lâ-minas do rotor 20, 22 e amortece a vibração no voo do tubo de torque 254 especial-mente no mancal do mastro superior 273. O tubo de torque 254 pode ser construído de fibra de carbono, alumínio ou aço e pode suportar cargas de voo verticais além da torção. O mancal do mastro 273, 274 pode ser configurado para suportar as cargas axiais, bem como as radiais. Pelo fato de que o tubo do mastro 253 é geralmente rígido e não rotativo, o conjunto do mastro 252 pode ser mais forte e produzir menos vibração do que o eixo do rotor em um helicóptero de rotor coaxial convencional que geralmente não é suportado pela estrutura da carcaça acima do rotor inferior.

[0121] Com referência agora às figuras 33 a 36, um conjunto de controle do rotor 282 de acordo com uma modalidade da revelação atual inclui o prato oscilante superior 279, o prato oscilante inferior 280, os servoatuadores 284, 285, 286, engastes do servoanel 288, 289 e três elos Z de passo da lâmina 291. Embora o elo Z 291 possa ser construído como uma peça única, ele é mostrado nos desenhos como um conjunto de partes consistindo de um corpo de elo Z geralmente rígido 292 feito de náilon cheio de vidro e dois elos de esfera universal resistentes ao desgaste 293, 294 feitos de um material mais mole, tal como náilon não cheio. Elos de esfera universal 293, 294 encaixam em recessos de elo 299, 300 no corpo do elo Z 292 e são presos por parafusos 295.

[0122] O deslocamento simultâneo, uniforme e axial de todos os três elos Z 291 no conjunto de controle do rotor 282, também chamado conjunto de controle do prato oscilante 282, paralelo ao eixo geométrico comum 7 faz com que o prato oscilante 279 e o prato oscilante 280 se movam no sentido axial ao longo do eixo geométrico comum 7, o que desloca os elos do passo 119, dessa forma mudando o passo coletivo das lâminas do rotor 20, 22 simultaneamente. O deslocamento axial independente e não uniforme dos elos Z 291 faz com que os pratos oscilantes 279, 280 inclinem simultaneamente induzindo um controle de passo cíclico nas lâminas do rotor 20, 22. Os elos Z 291 ficam também restritos a se moverem paralelos ao eixo geométrico comum 7 por projeções antirrotação 287 anexadas nos engastes do anel 288, 298 e agem como elos antirrotação do prato oscilante.

[0123] O corpo do elo Z 292 é configurado para manter os elos de esfera universal 293, 294 em um ângulo de fase diferencial fixo 290, de modo que o deslo-camento axial não uniforme dos elos Z 291 paralelo ao eixo geométrico comum 7 na direção 298 faz com que o prato oscilante 279 e o prato oscilante 280 inclinem em direções diferentes, o que afeta o ângulo de fase cíclico relativo das lâminas do rotor 20 e 22. O ângulo de fase diferencial 290 é mostrado como 90 graus, mas pode ficar entre aproximadamente 60 a aproximadamente 120 graus dependendo das caracte-rísticas das lâminas do rotor 20, 22 e sua velocidade de rotação. O ângulo de fase diferencial 290 pode ser alterado variando o comprimento dos elos de esfera univer-sal 293, 294.

[0124] O elo Z 291 alinha os ângulos de fase cíclicos das lâminas do rotor superior 20 e lâminas do rotor inferior 22. O ângulo de fase do rotor pode ser des- crito como o ângulo medido entre a entrada de controle do passo cíclico de um prato oscilante para um sistema de rotor das lâminas do rotor rotativo e o movimento osci-lante resultante das lâminas do rotor e inclinação aparente do disco do rotor. Nor-malmente, o ângulo de fase de um helicóptero de rotor único é próximo de 90 graus.

[0125] Por causa da interação aerodinâmica das lâminas superior e inferior em um helicóptero de rotor coaxial, entretanto, a resposta de fase do rotor de cada rotor em um helicóptero de rotor coaxial é muito diferente de 90 graus. Por exemplo, como ilustrado na figura 37, se o prato oscilante superior 279 e o prato oscilante inferior 280 são inclinados para frente na direção 297, as lâminas do rotor superior 20 aparentarão inclinar na direção da fase do rotor superior 302 e as lâminas do rotor inferior 22 aparentarão inclinar na direção da fase do rotor inferior 303, o que sig-nifica que os ângulos de fase absolutos do rotor superior e inferior são cada um aproximadamente 45 graus. A diferença do ângulo de fase 304, portanto, é aproxi-madamente 90 graus. Quando o prato oscilante superior 279 e o prato oscilante infe-rior 280 são girados, individualmente, por 45 graus ao redor do eixo geométrico co-mum 7 pelo ângulo de fase diferencial fixo 290 dos elos Z 291 antes de serem incli-nados, então as lâminas do rotor superior 20 e as lâminas do rotor inferior 22 apa-rentarão, ambas, inclinar na direção 297. Nesse ponto, as lâminas do rotor superior 20 e as lâminas do rotor inferior 22 são consideradas em fase entre si. Os rotores que reagem em fase entre si produzem forças de controle potentes.

[0126] Como ilustrado nas figuras 38 e 39, um veículo com asa rotativa de acordo com a revelação atual inclui uma fuselagem ou corpo aerodinâmico 260, um sistema de controle e força da aeronave a rotor 306, um sistema de rotor de rotação contrária coaxial 307 capaz de produzir levantamento vertical e uma hélice virada para trás 258 capaz de produzir o impulso horizontal.

[0127] Em operação, a força de um motor ou mecanismo 309 gira a en-grenagem de pinhão do primeiro estágio 311 que gira a engrenagem de coroa 312, 313 em direções opostas como descrito nas figuras 38 e 39. A engrenagem de coroa 312 é conectada por um eixo de transferência no pinhão do segundo estágio 314 que aciona a engrenagem principal do rotor inferior 316 e rotores inferiores 22. A engrenagem de coroa 313 é conectada por um eixo de transferência no pinhão do segundo estágio 315 que aciona a engrenagem principal do rotor superior 317, o tubo de torque 254 dentro do mastro 319 e os rotores superiores 20. Um sistema de transmissão por correia consistindo de polias 321, 322 e a correia em V 323 aciona o eixo da hélice 324 da extremidade traseira do motor 309.

[0128] Como ilustrado na figura 40, um mastro estrutural não rotativo 319 de acordo com a revelação atual é configurado com passagens interiores ou dutos 325 para acomodar ambos os componentes de transmissão de sinal e força mecânicos e elétricos. O mastro 319 pode incluir a coluna central 326 e o revestimento externo 327 que são geralmente de seção transversal circular e conectados por nervuras que se estendem radialmente 328 que funcionam para separar e fortalecer a coluna central 326 e o revestimento externo 327. Em operação, o tubo de torque 254 se estende entre os mancais 273, 274 (ver figura 32) dentro da coluna central 326 para transmitir o movimento rotativo de uma fonte de força localizada abaixo do mastro 319 para as lâminas do rotor 20 localizadas perto da extremidade superior 318 do mastro 319. Os mancais 273, 274 agem para alinhar o mastro dentro da coluna cen-tral 326 e impedir que o tubo de torque 254 se curve ou toque a superfície interior da coluna central 326. O tubo de torque 254 é mecanicamente separado da fiação, en-canamento, mangueiras e articulações (não mostradas) que ficam localizados entre a coluna central 326 e o revestimento externo 327 nos dutos interiores 325. Em es-sência, a coluna central 326, revestimento externo 327 e nervuras 328 formam uma pluralidade de dutos de sinal e força que separam efetivamente as linhas de sinal e força fluídica e elétricas, mecânicas, que se estendem dentro do mastro 319.

[0129] Com referência agora às figuras 41 a 43, um mastro estrutural não rotativo 330 de acordo com a revelação atual é configurado com seis passagens interiores 331 para acomodar os elos do prato oscilante 332 que transferem os sinais de controle mecânicos dos servoatuadores (não mostrados) localizados abaixo dos rotores inferiores 22 para os pratos oscilantes 279, 280. O mastro 330 pode incluir a coluna central 333 e o revestimento externo 334 que pode ser geralmente de seção transversal circular e conectado por nervuras que se estendem radialmente 335 que funcionam para separar e fortalecer a coluna central 333 e o revestimento externo 334. Em operação, o tubo de torque 254 se estende dentro da coluna central 326 para transmitir o movimento rotativo de uma fonte de força localizada abaixo das lâminas do rotor 22 para as lâminas do rotor 20 localizadas perto da extremidade superior 336 do mastro 330.

[0130] Aberturas ou fendas 342 podem ser produzidas no revestimento externo 334 para acomodar a entrada e a saída da fiação, encanamento, mangueiras (não mostradas) e articulações do prato oscilante 332. Uma característica da revelação atual é que as nervuras 335 e a coluna central 33 agem para transmitir as cargas estruturais ao redor das aberturas 342, dessa maneira melhorando a integri-dade estrutural do mastro 330 especialmente quando muitas linhas de força e sinal são encaminhadas através do mastro 330 e muito do revestimento externo 334 é perfurado por fendas ou furos. Outra característica é que as aberturas 342 podem se estender completamente para uma extremidade 337 do mastro 330 para permitir a remoção do mastro 330 de uma aeronave durante as operações de manutenção. Em uma modalidade, as linhas de força e sinal que se estendem dentro do mastro 330 podem ser removidas e reinstaladas sem primeiro remover tampões e conectores que podem não se encaixar facilmente através das passagens interiores 331, dessa forma reduzindo os custos de manutenção. Ainda outra característica da revelação atual é que o mastro 330 pode ser economicamente fabricado, por exemplo, em um processo de extrusão de liga de alumínio 7075 ou em um processo de pultru- são de fibras de carbono impregnadas com epóxi para baixo peso e alta resistência.

[0131] Como mostrado nas figuras 44A e 44B, cada articulação do prato oscilante 332 pode ser montada do cursor inferior 338, cursor superior 339, haste de balancim do cursor 340 e elo de controle de passo 341. Os cursores inferiores 338 podem ser conectados em um servoatuador (não mostrado) para mover as articula-ções do prato oscilante 332 no sentido axial dentro da passagem interior 331 do mastro 330. Os cursores superiores 339 são articuladamente conectados nos elos de controle de passo 341 que transmitem o movimento axial das articulações do prato oscilante 332, também chamados cursores do prato oscilante 332, para os pratos oscilantes 279, 280. A haste de balancim do cursor 340 é mostrada com extremida-des rosqueadas e conecta rigidamente o cursor superior 339 e o cursor inferior 338 para se moverem como uma unidade.

[0132] Três servoatuadores (não mostrados) conectados nos cursores in-feriores 338 podem cooperar para mover três articulações do prato oscilante 332 para controlar o prato oscilante superior 279 e o passo cíclico e coletivo das lâminas do rotor 20. Três servoatuadores adicionais (não mostrados) conectados nos cursores inferiores 338 podem operar para mover três articulações do prato oscilante 332 para controlar o prato oscilante inferior 280 e o passo cíclico e coletivo das lâminas do rotor 22. Embora mostrado nos desenhos com o elo de controle de passo 341, as articulações do prato oscilante 332 podem também incorporar o elo Z 291 no lugar do elo de controle do passo 341, em cujo caso somente três servos seriam necessários para controlar o passo cíclico e coletivo de ambas as lâminas do rotor 20, 22.

[0133] Como ilustrado nas figuras 45 e 46, um veículo com asa rotativa 350 de acordo com a presente revelação inclui uma fuselagem ou corpo aerodinâmico 351, um sistema de rotor de rotação contrária coaxial com lâminas do rotor de rotação contrária (não mostradas) capazes de produzir o levantamento vertical e uma hélice virada para trás 353 capaz de produzir o impulso horizontal. Um suporte ou mastro não rotativo 330 suporta uma pluralidade de servoatuadores de saída ro-tativos 354 localizados atrás do mastro 330 e uma pluralidade de servoatuadores de saída rotativos 355 localizados em frente do mastro 330. Os servoatuadores 354, 355 são configurados para ficarem em proximidade com o plano longitudinalmente estendido definido pelo eixo geométrico comum 7 e o eixo geométrico longitudinal 356 para reduzir a área de superfície virada para frente dos servoatuadores 354, 355 em voo para diante de alta velocidade. Isso reduz a largura de uma coberta (não mostrada, mas similar à coberta 257 na figura 27 e a coberta 368 mostrada na figura 48) necessária para cobrir os servoatuadores 354, 355 e minimizar a resistência ae-rodinâmica em voo para diante de alta velocidade. Furos de parafuso 357, como mostrados na figura 46, são produzidos para montar uma coberta de mastro aerodi-nâmica, tal como a coberta 257. Uma característica da revelação atual é que os componentes do sistema de controle, tal como os servoatuadores 354, 355 ficam localizados em frente de e atrás do mastro 330 para minimizar a largura do conjunto do mastro para reduzir a resistência no voo para frente.

[0134] Outra modalidade de um veículo com asa rotativa 360 é mostrada, por exemplo, nas figuras 47 a 57. O veículo com asa rotativa 360 inclui uma fuselagem ou corpo aerodinâmico 361, um sistema de rotor de rotação contrária coaxial com lâminas do rotor de rotação contrária 362, 375 capazes de produzir o levantamento vertical e uma hélice virada para trás 353 capaz de produzir o impulso horizontal. Um mastro não rotativo 364 suporta a luva do mastro 366 e uma pluralidade de servoatuadores lineares (do tipo helicoidal) 365. Em um exemplo, os servoatua- dores lineares (do tipo helicoidal) 365 podem ser o Moog modelo 880 Electric Linear Servo Actuators que são montados nele por suportes ou braços que se projetam dele. Servoatuadores 365 são configurados para ficar próximos de um plano estendido longitudinalmente definido pelo eixo geométrico comum 7 e o eixo geométrico longi-tudinal 367 para reduzir a largura e a resistência aerodinâmica da coberta do mastro 368 em voo para a frente de alta velocidade. O motor 363, que pode ser um motor de turboeixo GE T700, por exemplo, é fornecido para girar o rotor superior 362 ao redor do eixo geométrico comum 7 através da caixa de engrenagens 369, engrenagem motriz do rotor superior 370 e tubo de torque do rotor superior 379 e para girar o rotor inferior 375 através da caixa de engrenagens 369 e a engrenagem motriz do rotor inferior 371 presa no eixo do rotor inferior 380.

[0135] Uma característica da revelação atual é que o mastro não rotativo 364 pode suportar os componentes da aeronave dentro da coberta do mastro 368 para tirar vantagem do rastro de ar produzido pela coberta do mastro 368 no voo para frente em alta velocidade. Componentes eletrônicos ou hidráulicos 372 incluindo, por exemplo, motores hidráulicos e válvulas hidráulicas e antenas 373 podem ser suportados pelo suporte não rotativo 374 em algumas modalidades. Isso reduz a necessidade de espaço dentro do corpo 361, também chamado fuselagem 361, do veículo com asa rotativa 360 e coloca os componentes eletrônicos ou hidráulicos mais perto dos servoatuadores 365.

[0136] O mastro não rotativo 364 pode ser fabricado de um metal ou material composto de fibra de carbono e incluir canais 376 estendidos no sentido axial ao longo de uma superfície exterior do mastro 364 para acomodar embutidos da barra elétrica 378, como sugerido nas figuras 50 a 52. Os embutidos da barra elétrica 378 se estendem de um ponto 390 entre os rotores superior e inferior 362, 375 para um ponto 391 abaixo do rotor inferior 375 e entre a engrenagem motriz do rotor superior 370 e a engrenagem motriz do rotor inferior 371 para facilitar a transmissão dos sinais e de força elétrica e/ou hidráulica dos componentes localizados na fuselagem 361 do veículo com asa rotativa 360 para outros componentes localizados entre o rotor superior 362 e o rotor inferior 375 ou acima do rotor superior 362. Os embutidos da barra elétrica 378 podem incluir um revestimento protetor feito de um material não condutor, tal como silicone, e conter uma pluralidade de condutores de cobre ou mangueiras 382. Em uma modalidade, a luva do mastro 366 desliza sobre o mastro 364 para proporcionar uma estrutura de montagem para os servoatuadores 365 e o suporte 374 e uma superfície de extensão de exterior liso para os pratos oscilantes 384, 385. As aberturas 387 podem ser produzidas na luva do mastro 366 para pro-porcionar acesso aos condutores de cobre ou mangueiras 382 para conexões elétri-cas ou hidráulicas (não mostradas) para outros componentes, tal como os servoatu- adores 365 e a eletrônica do sistema de controle de voo (não mostrada). Em opera-ção, uma pluralidade de fios elétricos e/ou mangueiras hidráulicas (não mostradas por clareza) pode se conectar nos embutidos da barra 378 em condutores de cobre ou mangueiras 382 para transmitir força elétrica ou hidráulica e sinais para e de ou-tros componentes do sistema de controle, tais como um computador do sistema de gerenciamento de voo (não mostrado), servoacionadores (não mostrados), motor hidráulico 372, válvulas hidráulicas (não mostradas) e geradores (não mostrados). Uma estrutura de treliça forte 388 pode ser fornecida para conectar o mastro 364 na fuselagem 361 do veículo com asa rotativa 360.

[0137] Uma característica importante da revelação atual é a redução da resistência aerodinâmica no voo de alta velocidade. Para reduzir a largura e a resis-tência associada da coberta do mastro 368, os pratos oscilantes 384 e 385’ são con-figurados para posicionar todos os seis servoatuadores 365 próximos de um plano estendido longitudinalmente definido pelo eixo geométrico comum 7 e o eixo geomé-trico longitudinal 367, como ilustrado na figura 53. Os braços do prato oscilante 392 e 393 ficam mais perto um do outro do que os braços 393 e 394. Como mostrado na figura 54, o ângulo 395 é aproximadamente 90 graus ou menos. Os pratos oscilantes 384 e 385 são também girados por 180 graus em relação um ao outro ao redor do eixo geométrico comum 7, de modo que os servoatuadores 365 podem ser inter-calados ao redor da circunferência da luva do mastro 366 para uma instalação muito compacta.

[0138] Uma característica da revelação é o tubo do núcleo oco não rotativo 40, mastro 330, 364 ou suporte estrutural da viga cruciforme que podem, em algumas modalidades, dobrar como um duto para fiação e encanamento. Um método ou sistema de montagem dos componentes mecânicos e elétricos no núcleo ou suporte é descrito para promover a facilidade da montagem de uma variedade de aeronaves a partir de um conjunto de módulos básicos.

[0139] Outra característica é que cada um dos rotores 20, 22 do sistema coaxial da revelação atual é acionado por um ou mais motores elétricos separados e os motores ficam posicionados para ficarem em lados opostos dos rotores, com a transmissão de força para e entre os motores realizada através da fiação elétrica (passando através do núcleo oco) ao invés de pelo conjunto de eixos mecânicos, embreagens e engrenagens. Os conjuntos de rotor compacto suportam os rotores para rotação sem a necessidade do conjunto de eixos coaxiais rotativos tradicionais.

[0140] Ainda outra característica é que um sistema de controle do prato oscilante e um ou mais motores elétricos podem ser proporcionados para cada rotor e podem ser posicionados para ficarem em lados opostos de cada rotor, dessa maneira simplificando as conexões mecânicas e elétricas necessárias para acionar e controlar os rotores. Módulos do rotor são fornecidos para montar de maneira rápida e fácil os sistemas de rotores no núcleo oco. Múltiplos módulos do rotor e pratos os-cilantes são controlados por um único grupo de servos alojados em um módulo.

[0141] Outra característica da revelação é a provisão de elos de fase para produzir o controle de fase diferencial dos rotores superior e inferior simultaneamen-te. Em algumas modalidades, elos de fase fixa podem proporcionar o controle coleti-vo e cíclico de ambos os rotores com somente três servos de controle de rotor ao invés dos quatro a seis servos geralmente necessários para controle do rotor coaxial.

[0142] Outra característica é que o controle coletivo e cíclico total das lâ- minas do rotor superior e inferior de um helicóptero coaxial pode ser realizado com servoatuadores localizados abaixo do rotor inferior, de modo que a distância axial entre as lâminas superior e inferior pode ser minimizada.

[0143] Outra característica é que uma estrutura de corpo não rotativo ae-rodinâmica pode ser montada entre as lâminas do rotor superior e inferior de um he-licóptero coaxial para reduzir a resistência no voo para frente em alta velocidade.

[0144] Ainda outra característica de uma modalidade é que os sinais de força e controle podem ser passados de um ponto localizado abaixo das lâminas do rotor inferior para um ponto localizado entre as lâminas do rotor para facilitar o posi-cionamento do sistema de controle do rotor, eletrônica de rádio, antenas e outros componentes do sistema elétrico e de controle entre as lâminas do rotor para fazer uso produtivo do espaço entre e as lâminas no voo para diante em alta velocidade.

[0145] Ainda outra característica de uma modalidade é que as lâminas do rotor superior 20 podem ser acionadas por um tubo de torque 254 que se estende dentro do tubo do mastro 253 e conectado em um motor 54 ou mecanismo localizado abaixo das lâminas do rotor 22. Ambos os rotores superior e inferior podem ser acionados por um único motor energizado a gás localizado abaixo dos rotores, se desejado.

[0146] Uma característica adicional é que as lâminas do rotor dobradiças 148, 149 são de comprimento desigual. Na revelação atual com rotores de rotação contrária 3, 5, as lâminas dobradiças 148, 149 de comprimento desigual reduzem a chance que as lâminas se toquem quando elas dobram em alta velocidade durante uma aterrissagem forçada.

[0147] Outra característica é que uma estrutura de montagem é proporci-onada entre os rotores de rotação contrária 20, 22 para suportar uma estrutura de corpo 11 ou outro tipo de carenagem aerodinâmica entre as lâminas do rotor 20, 22. A estrutura de corpo 11 protege o conjunto de controle 255 do tempo e reduz a re- sistência do ar dos servos expostos 58, 59, pratos oscilantes 56’, 57’ e elos de passo 125, 126, também chamados hastes de balancim 125, 126.

[0148] Outra característica da revelação é um método para melhorar a densidade de energia e força nos UAV’s que pode incluir um módulo impulsionador 8 que é separável do veículo principal em voo. Um módulo impulsionador 8 é pro-porcionado para operar o UAV durante uma primeira fase do voo. No fim da primeira fase do voo, o módulo impulsionador se separa, dessa forma reduzindo o peso do UAV para operação continuada em uma segunda fase do voo. Em UAV’s elétricos energizados, o módulo de força pode compreender um pacote de baterias com ou sem uma superfície de levantamento auxiliar que é lançado no voo depois que a for-ça da bateria esgota, ou cargas úteis específicas para uma missão particular.

Claims

1. Aeronave com asa rotativa, CARACTERIZADA pelo fato de que compreende um suporte estrutural não rotativo se estendendo em relação paralela a um eixo geométrico de rotação de rotor, primeiras lâminas do rotor (20) com passo variável suportadas para rotação ao redor de um eixo geométrico de rotação do rotor em um primeiro plano de rotação do rotor, segundas lâminas do rotor (22) com passo variável suportadas para rotação ao redor do eixo geométrico de rotação do rotor em um segundo plano de rotação do rotor, um primeiro controlador de passo (56) localizado entre o primeiro plano de rotação do rotor e o segundo plano de rotação do rotor para controlar o passo das primeiras lâminas do rotor (20) com passo variável, um segundo controlador de passo (57) localizado entre o primeiro plano de rotação do rotor e o segundo plano de rotação do rotor para controlar o passo das segundas lâminas do rotor (22) com passo variável, uma pluralidade de primeiros elos de controle de passo (341) acoplados ao primeiro controlador de passo (56) de modo que o deslocamento dos primeiros elos de controle de passo (341) operam o primeiro controlador de passo (56), uma pluralidade de segundos elos de controle de passo (341) acoplados ao segundo controlador de passo (57) de modo que o deslocamento dos segundos elos de controle de passo (341) operam o segundo controlador de passo (57), em que o primeiro controlador de passo (56) e o segundo controlador de passo (57) são girados em torno do eixo geométrico de rotação do rotor com relação um ao outro por um ângulo de modo que os primeiros elos de controle e os segundos elos de controle são intercalados em torno de uma circunferência do suporte estrutural não rotativo e alternativamente conectados ao primeiro controlador de passo (56) e ao segundo controlador de passo (57) assim formando uma instalação compacta.

2. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda compreende uma pluralidade de primeiros servoatuadores conectados aos primeiros elos de controle de passo (341) e uma pluralidade de segundos servoatuadores conectados aos segundos elos de controle de passo (341) e os primeiros servoatuadores são intercalados com os segundos servoatuadores em torno da circunferência do suporte estrutural não rotativo assim formando uma instalação compacta.

3. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda compreende uma pluralidade de ser- voatuadores (58, 59, 284, 285, 286, 354, 355, 365) suportados pelo suporte estrutural não rotativo para atuar o primeiro controlador de passo (56) e o segundo controlador de passo (57) e um plano longitudinalmente estendido definido pelo eixo geométrico de rotação do rotor e um eixo geométrico longitudinal, em que os ser- voatuadores (58, 59, 284, 285, 286, 354, 355, 365) são configurados para serem adjacentes ao plano longitudinalmente estendido para reduzir a área de superfície voltada para frente dos servoatuadores (58, 59, 284, 285, 286, 354, 355, 365) e minimizar o arrasto aerodinâmico da aeronave com asa rotativa em voo frontal de alta velocidade.

4. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 2 ou 3, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui uma coberta de mastro (257) dotada de aerofólio suportada pelo suporte estrutural não rotativo e cobrindo um dentre a pluralidade de servoatuadores (58, 59, 284, 285, 286, 354, 355, 365) para minimizar o arrasto aerodinâmico da aeronave com asa rotativa em voo frontal de alta velocidade.

5. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui servoatuadores (58, 59, 284, 285, 286, 354, 355, 365) localizados abaixo das primeiras e segundas lâminas do rotor (20, 22) com passo variável em uma extremidade inferior do suporte estrutural não rotativo e hastes de balancim (125, 126) conectando os servoatuadores (58, 59, 284, 285, 286, 354, 355, 365) aos primeiro ou segundo elos de controle de passo (341), em que o suporte estrutural não rotativo é configurado com passagens internas ou conduítes receptivos às hastes de balancim (125, 126) e a operação das hastes de balancim (125, 126) dentro das passagens internas ou conduítes aciona os primeiro ou segundo elos de controle de passo (341) e o primeiro controlador de passo (56) ou o segundo controlador de passo (57).

6. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 1 ou 5, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui um corpo de elo Z (292) e o corpo de elo Z (292) mantém um primeiro elo de controle de passo em uma relação fixa com um segundo elo de controle para formar um elo Z (291) e deslocamento do elo Z (291) paralelo ao eixo geométrico de rotação operando o primeiro controlador de passo (56) e o segundo controlador de passo (57) simultaneamente.

7. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 6, CARACTERIZADA pelo fato de que o deslocamento do elo Z (291) paralelo ao eixo geométrico de rotação deslocar o primeiro controlador de passo (56) e o segundo controlador de passo (57) em diferentes direções de fase separadas por um ângulo diferencial de fase de cerca de 60 a 120 graus para induzir as primeiras lâminas do rotor (20) com passo variável a operar em fase com as segundas lâminas do rotor (22) com passo variável e produzir forças de controle potentes.

8. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui servoatuadores (58, 59, 284, 285, 286, 354, 355, 365) e os servoatuadores (58, 59, 284, 285, 286, 354, 355, 365) se- rem lineares do tipo helicoidal (365) cada um tendo uma primeira extremidade acoplada ao suporte estrutural não rotativo e uma segunda extremidade acoplada a pelo menos uma dentre os primeiro e segundo elos controladores de passo para atuar pelo menos um dentre o primeiro controlador de passo (56) e o segundo controlador de passo (57).

9. Aeronave com asa rotativa, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui um motor (54, 61) localizado abaixo das segundas lâminas do rotor (22) com passo variável e o motor (54, 61) ser conectado às primeiras lâminas do rotor (20) com passo variável por um tubo de torque (254) se estendendo dentro do suporte estrutural não rotativo e o tubo de torque (254) transmite potência entre o motor (54, 61)e as primeiras lâminas de rotor.

10. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 3, CARACTERIZADA pelo fato de que o primeiro controlador de passo (56) ser um primeiro prato oscilante (56’) e o segundo controlador de passo (57) ser um segundo prato oscilante (57’), em que os primeiro e segundo pratos oscilantes (56’, 57’) incluem, cada um, três braços de prato oscilante, e dois dos três braços de prato oscilante em cada prato oscilante (56’, 57’) são localizados mais próximos entre si do que do o braço de prato oscilante (90, 91) restante para reduzir a largura voltada para frente do primeiro prato oscilante (56’) e do segundo prato oscilante (57’) e reduzir arrasto aerodinâmico em voos de alta velocidade.

11. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 10, CARACTERIZADA pelo fato de que o primeiro prato oscilante (56’) e o segundo prato oscilante (57’) serem girados em um ângulo de 180 graus em torno do eixo geométrico de rotação do rotor com relação um ao outro.

12. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 9, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui uma hélice impulsora (258) voltada para trás capaz de criar força de propulsão horizontal para empurrar a aeronave com asa rotativa horizontalmente.

13. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 9, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui uma estrutura de corpo aerodinâmico (11) acoplada ao suporte estrutural não rotativo e disposta para cobrir o suporte estrutural não rotativo entre o primeiro plano de rotação do rotor e o segundo plano de rotação do rotor e configurado para reduzir arrasto da aeronave com asa rotativa em voo de alta velocidade.

14. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui um primeiro componente de sistema elétrico ou hidráulico (372) localizado acima do segundo plano de rotação do rotor e um segundo componente de sistema elétrico ou hidráulico (372) localizado abaixo do segundo plano de rotação do rotor, e um barramento elétrico e mangueiras hidráulicas para conduzir potência ou sinais elétricos ou hidráulicos entre o primeiro componente de sistema elétrico ou hidráulico (372) e o segundo componente de sistema elétrico ou hidráulico (372), em que o suporte estrutural não rotativo inclui um conduíte que se estende axialmente para acomodar componentes de transmissão de potência e sinais elétricos e um barramento elétrico e mangueiras hidráulicas estão localizado dentro do conduíte que se estende axialmente.

15. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 4 ou 13, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui os componentes (372) da aeronave localizados dentro da coberta de mastro (368) e apoiados pelo suporte estrutural não rotativo, os componentes (372) da aeronave compreendendo componentes eletrônicos, hidráulicos, motores, válvulas e antenas.

16. Aeronave com asa rotativa CARACTERIZADA pelo fato de que compreende um suporte estrutural não rotativo formado para incluir uma coluna central (326, 333) um revestimento externo (327) que define um conduíte interior entre os mesmos para acomodar componentes de transmissão de força e de sinal, uma primeira lâmina do rotor (20) com passo variável conectada ao suporte estrutural não rotativo e suportada para rotação em torno de um eixo geométrico de rotação do rotor em um primeiro plano de rotação do rotor, uma segunda lâmina do rotor (22) com passo variável conectada ao suporte estrutural não rotativo e suportada para rotação em torno do eixo geométrico de rotação do rotor em um segundo plano de rotação do rotor, um primeiro controlador de passo (56) conectado ao suporte estrutural não rotativo para controlar um passo cíclico da primeira lâmina de rotor, um segundo controlador de passo (57) conectado ao suporte estrutural não rotativo para controlar um passo cíclico da segunda lâmina de rotor, uma pluralidade de primeiros servoatuadores localizados entre o primeiro plano de rotação do rotor e o segundo plano de rotação do rotor e acoplado ao primeiro controlador de passo (56) para operar o primeiro controlador de passo (56), uma pluralidade de segundos servoatuadores localizados entre o primeiro plano de rotação do rotor e o segundo plano de rotação do rotor e acoplado ao segundo controlador de passo (57) para operar o segundo controlador de passo (57), um módulo de força ou motor (13, 14) localizado abaixo do segundo plano de rotação do rotor e configurado para fornecer força para acionar a primeira lâmina de rotor com passo variável em torno do eixo geométrico de rotação do rotor, um tubo de torque (254) se estendendo através do espaço interno do suporte estrutural não rotativo e configurado para transmitir movimentos rotacionais do módulo de força ou motor (13, 14) para a primeira lâmina de rotor com passo variável para acionar a primeira lâmina de rotor com passo variável em torno do eixo geométrico de rotação do rotor, em que o primeiro controlador de passo (56) e o segundo controlador de passo (57) serem localizados entre o primeiro plano de rotação do rotor e o segundo plano de rotação do rotor e a pluralidade de primeiros servoatuadores e segundos servoatuadores são suportados pelo suporte estrutural não rotativo.

17. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 16, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui um eixo geométrico longitudinal estando em relação perpendicular com o eixo geométrico vertical de rotação do rotor e ao longo da direção de viagem da aeronave com asa rotativa em voo frontal de alta velocidade, um plano que se estende longitudinalmente definido pelo eixo geométrico vertical do rotor e o eixo geométrico longitudinal, em que uma pluralidade de servoatuadores (58, 59, 284, 285, 286, 354, 355, 365) são configuradas para serem adjacentes ao plano que se estende longitudinalmente para reduzir a largura voltada para frente e área de superfície dos primeiros servoatuadores e minimizar o arrasto aerodinâmico da aeronave de asa rotativa em voo frontal de alta velocidade.

18. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 16, CARACTERIZADA pelo fato de que um dos primeiros servoatuadores e um dos segundos servoatuadores serem localizados à frente do suporte estrutural não rotativo e dois dos primeiros servoatuadores e dois dos segundos servoatuadores serem localizados atrás do suporte estrutural não rotativo.

19. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 16 ou 17, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui um primeiro componente de sistema elétrico ou hidráulico (372) localizado acima do segundo plano de rotação do rotor e um segundo componente de sistema elétrico (372) localizado abaixo do segundo plano de rotação do rotor, e um barramento elétrico e mangueiras hidráulicas para conduzir potência ou sinais elétricos ou hidráulicos entre o primeiro componente de sistema elétrico ou hidráulico (372) e o segundo componente de sistema elétrico ou hidráulico (372), em que o barramento elétrico e mangueiras hidráulicas são localizados dentro do conduíte que se estende axialmente.

20. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 17, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui uma coberta de mastro (368) dotada de aerofólio conectada ao suporte estrutural não rotativo e cobrindo uma dentre a pluralidade de primeiros servoatuadores, e segundos servoatuadores e a coberta de mastro (368) é configurada para minimizar arrasto aerodinâmico da aeronave com asa rotativa em voo frontal em alta velocidade.

21. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 20, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui componentes de aeronave localizados dentro da coberta de mastro (368) e suportados pelo suporte estrutural não rotativo, os componentes de aeronave compreendendo um dentre componentes eletrônicos, componentes hidráulicos, motores, válvulas, e antenas.

22. Aeronave com asa rotativa, CARACTERIZADA pelo fato de que com-preende um suporte estrutural não rotativo se estendendo axialmente ao longo de um eixo geométrico vertical de rotação de rotor, um eixo geométrico longitudinal estando em relação perpendicular com o eixo geométrico vertical de rotação de rotor e definindo uma direção de trajetória da aeronave com asa rotativa em voo frontal em alta velocidade, um plano que se estende longitudinalmente definido pelo eixo geométrico vertical de rotor e o eixo geométrico longitudinal, uma primeira lâmina do rotor (20) com passo variável conectada ao suporte estrutural não rotativo e suportada para rotação ao redor de um eixo geométrico de rotação do rotor em um primeiro plano de rotação do rotor, uma segunda lâmina do rotor (22) com passo variável conectada ao suporte estrutural não rotativo e suportada para rotação ao redor de um eixo geométrico de rotação do rotor em um segunda plano de rotação do rotor, um primeiro controlador de passo (56) conectado ao suporte estrutural não rotativo para controlar o passo da primeira lâmina do rotor, e uma pluralidade de primeiros servoatuadores localizados entre o primeiro plano de rotação do rotor e o segundo plano de rotação do rotor, e uma pluralidade de primeiros servoatuadores são suportados pelo suporte estrutural não rotativo e acoplados ao primeiro controlador de passo (56) para operar o primeiro controlador de passo (56), em que a pluralidade de primeiros servoatuadores é configurada para estar adjacente ao plano que se estende longitudinalmente para reduzir a área de superfície voltada para frente dos primeiros servoatuadores e minimizar arrasto aerodinâmico da aeronave com asa rotativa em voo frontal em alta velocidade.

23. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 22, CARACTERIZADA pelo fato de que os primeiros servoatuadores são configurados para estarem à frente do e atrás do suporte estrutural não rotativo para reduzir largura voltada para frente e área de superfície dos primeiros servoatuadores em voo frontal em alta velocidade.

24. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 22, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui uma coberta de mastro (368) dotada de aerofólio conectada ao suporte estrutural não rotativo e cobrindo a pluralidade de servoatuadores, (58, 59, 284, 285, 286, 354, 355, 365) e a coberta de mastro (368) é configurada para minimizar arrasto aerodinâmico da aeronave com asa rotativa em voo frontal em alta velocidade.

25. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 22 ou 24, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui um segundo controlador de passo (57) conectado ao suporte estrutural não rotativo para controlar o passo da segunda lâmina de motor, e uma pluralidade de segundos servoatuadores localizados entre o primeiro plano de rotação do rotor e o segundo plano de rotação do rotor, e a pluralidade de segundos servos atuadores são suportados pelo suporte estrutural não rotativo e acoplados ao segundo controlador de passo (57) para operar o segundo controlador de passo (57), em que a pluralidade de segundos servoatuadores é configurada para ser adjacente ao plano que se estende longitudinalmente para reduzir a área de superfície voltada para frente dos segundos servoatuadores e minimizar arrasto aerodinâmico da aeronave com asa rotativa em voo frontal em alta velocidade.

26. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 25, CARACTERIZADA pelo fato de que um dos primeiros servoatuadores e um dos segundos servoatuadores serem localizados à frente do suporte estrutural não rotativo e dois dos primeiros servoatuadores e dois dos segundos servoatuadores serem localizados atrás do suporte estrutural não rotativo.

27. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 24, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui um componente de aeronave localizados dentro da coberta de mastro (368) e suportado pelo suporte estrutural não rotativo, os componentes de aeronave compreendendo um dentre componentes eletrônicos, componentes hidráulicos, motores, válvulas, e antenas.

28. Aeronave com asa rotativa, CARACTERIZADA pelo fato de que com-preende uma primeira lâmina do rotor (20) com passo variável suportada para rotação ao redor de um eixo geométrico de rotação do rotor em um primeiro plano de rotação do rotor, uma segunda lâmina do rotor (22) com passo variável suportada para rota- ção ao redor do eixo geométrico de rotação do rotor em um segundo plano de rota-ção do rotor, um primeiro controlador de passo (56) de lâmina localizado entre o primeiro plano de rotação do rotor e o segundo plano de rotação do rotor e configurado para controlar um passo da primeira lâmina do rotor, um segundo controlador de passo (57) de lâmina localizado entre o primeiro plano de rotação do rotor e o segundo plano de rotação do rotor e configurado para controlar um passo da segunda lâmina do rotor, e um primeiro elo de controle de passo (341) tendo uma primeira extremidade acoplada ao primeiro controlador de passo (56) de lâmina e uma segunda extremidade acoplada ao segundo controlador de passo (57) de lâmina de modo que o deslocamento do primeiro elo de controle de passo (341) opera tanto o primeiro controlador de passo (56) de lâmina quanto o segundo controlador de passo (57) de lâmina simultaneamente, em que deslocamento do primeiro elo de controle de passo (341) faz com que o primeiro controlador de passo (56) de lâmina varie o passo cíclico da primeira lâmina do rotor em um primeiro ângulo de fase cíclico do rotor e faz com que o segundo controlador de passo (57) de lâmina varie o passo cíclico da segunda lâmina do rotor em um segundo ângulo de fase cíclico do rotor e o primeiro ângulo de fase cíclico do rotor é diferente do segundo ângulo de fase cíclico do rotor.

29. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 28, CARACTERIZADA pelo fato de que o primeiro elo de controle de passo (341) atuar como um elo anti-rotação e impedir que um dentre o primeiro e segundo controladores de passo de lâmina gire em torno do eixo geométrico de rotação do rotor.

30. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 29 ou 28, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui um suporte estrutural não rotativo que se estende axialmente ao longo de um eixo geométrico vertical de rotação do rotor, e um primeiro servoatuador localizado entre o primeiro plano de rotação do rotor e o segundo plano de rotação do rotor, e o primeiro servoatuador é suportado pelo suporte estrutural não rotativo e acoplado ao primeiro elo de controle de passo (341) para operar o primeiro elo de controle de passo (341).

31. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 28, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui um primeiro servoatuador localizado abaixo do segundo plano de rotação do rotor e acoplado ao primeiro elo de controle de passo (341) para operar o primeiro elo de controle de passo (341).

32. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 28, CARACTERIZADA pelo fato de que o primeiro elo de controle de passo (341) ser um elo Z (291) com uma primeira extremidade localizada em relação espaçada a uma segunda extremidade e a primeira extremidade e a segunda extremidade cooperam para manter o primeiro controlador de passo (56) de lâmina e o segundo controlador de passo (57) de lâmina em um ângulo de fase fixo um em relação ao outro.

33. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 32, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui uma pluralidade de elos Z (291) conectada aos primeiro e segundo controladores de passo e uma pluralidade de servoatuadores (58, 59, 284, 285, 286, 354, 355, 365) conectada à pluralidade de elos Z (291) e a pluralidade de servoatuadores (58, 59, 284, 285, 286, 354, 355, 365) e elos Z (291) cooperam para acionar os primeiro e segundo controladores de passo.

34. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 28, CARACTERIZADA pelo fato de que o ângulo de fase fixo entre o primeiro controlador de passo (56) de lâmina e o segundo controlador de passo (57) de lâmina está entre 60 graus e 120 graus.

35. Aeronave com asa rotativa, de acordo com a reivindicação 28, CARACTERIZADA pelo fato de que ainda inclui uma coberta de mastro (368) dotada de aerofólio cobrindo os primeiros e segundos controladores de passo de lâmina para minimizar arrasto aerodinâmico da aeronave com asa rotativa em voo frontal em alta velocidade.