BRPI0509873B1

BRPI0509873B1 - aeronave de asa rotativa e método para transportar uma carga

Info

Publication number: BRPI0509873B1
Application number: BRPI0509873A
Authority: BR
Inventors: J Arlton David; E Arlton Paul
Original assignee: J Arlton David; E Arlton Paul
Priority date: 2004-04-14
Filing date: 2005-04-14
Publication date: 2019-10-22
Also published as: CN101421157A; WO2005099415A3; PL1761430T3; IL280675A; CA2562570C; WO2005099415A2; EP2799332A2; EP1761430A4; JP2007535438A; CA2562570A1; JP4499155B2; US8469307B2; JP2010120641A; US7789341B2; EP2799332A3; EP1761430B1; US20060011777A1; IL212280A; CN101421157B; US8042763B2

Abstract

veículo de asa rotativa um veículo de asa rotativa inclui uma estrutura de corpo possuindo um núcleo ou espinha estrutural tubular, e um sistema de rotor coaxial contra-rotativo possuindo rotores com cada rotor possuindo um motor separado para acionar os rotores em torno de um eixo geométrico de rotação de rotor comum. o sistema de rotor é usado para mover o veículo de asa rotativa em vôo direcional.

Description

“AERONAVE DE ASA ROTATIVA E MÉTODO PARA TRANSPORTAR UMA CARGA

Este pedido reivindica prioridade para o pedido provisório norte-americano No. 60/562 081, que foi depositado a 14 de abril de 2004 e é por este aqui incorporado a título de referência.

Antecedentes

A presente revelação refere-se a aeronaves e, especificamente, a aeronaves não tripuladas (UAV). Mais especificamente, a presente revelação refere-se a aeronaves de asa rotativa não tripuladas.

As aeronaves de asa rotativa são utilizadas em diversas aplicações. As aeronaves de asa rotativa são frequentemente utilizadas pelos militares, pelas agências responsáveis pelo cumprimento de leis e nas atividades comerciais em operações de reconhecimento aéreo.

Sumário

Um veículo de asa rotativa, de acordo com a presente revelação, inclui uma estrutura de corpo que tem um suporte principal ou núcleo tubular alongado e um sistema de rotor coaxial contra-rotativo que tem rotores, com cada rotor tendo um motor separado para acionar os rotores em volta de um eixo geométrico de rotação dos rotores. Uma fonte de energia que compreende uma bateria, uma célula de combustível ou um gerador de gás-elétrico híbrido, por exemplo, é apresentada para fornecer energia elétrica aos motores. A transmissão de energia para e entre os sistemas de rotor é feita basicamente por meio de fiação elétrica em lugar de

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 9/50 eixos mecânicos. É descrita uma estrutura modular que ajuda na fabricação.

Uma modalidade da revelação inclui uma unidade de alimentação auxiliar, que é separável do veículo em vôo para facilitar o deslocamento do veículo até um local distante, por exemplo. Em outra modalidade, a unidade de alimentação compreende uma carga útil, como, por exemplo, uma munição explosiva, um sonar de imersão, hidrofones ou um módulo de bóia detectora separável. Embora aspectos da revelação sejam aplicáveis a muitos helicópteros, inclusive helicópteros para transporte de homens de tamanho natural, a presente revelação é especialmente bem adequada para aplicação a aeronaves de asa rotativa pequenas, autônomas ou controladas por rádio, conhecidas como veículos pilotados remotamente (RPVs) ou aeronaves não tripuladas (UAVs).

Aspectos adicionais da presente revelação se tornarão evidentes aos versados na técnica com a leitura da descrição detalhada seguinte de modalidades ilustrativas, que exemplificam o melhor modo para a prática da revelação conforme agora percebida.

Breve Descrição dos Desenhos

A descrição detalhada refere-se especificamente aos desenhos anexos, nos quais:

A Figura 1 é uma vista diagramática de uma aeronave de asa rotativa de acordo com a presente revelação, que mostra uma aeronave que inclui um sistema de orientação e um par de sistemas de rotor acoplados a uma estrutura área que compreende uma espinha ou coluna vertebral estrutural não

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 10/50 rotativa e que transporta uma carga útil;

A Figura 2A é uma vista em perspectiva de uma aeronave de asa rotativa de acordo com a presente revelação que mostra um sistema de rotor coaxial contra-rotativo em um modo de vôo vertical;

A Figura 2B é uma vista em perspectiva do veículo de asa rotativa da Figura 2A que tem um sistema de rotor coaxial contra-rotativo e um módulo de reforçador de asa fixa em um modo de vôo horizontal;

A Figura 3 é uma vista em elevação lateral da aeronave de asa rotativa da Figura 2A que mostra painéis de corpo externos, fiação elétrica e uma seção de reforçador

removida para fins	de clareza;
	A Figura	4 é uma vista em elevação	lateral,	com
partes	recortadas,	do veículo da Figura 2A,	que	mostra	um
sistema	de rotor	coaxial contra-rotativo e	uma	fonte	de
energia	elétrica;

A Figura 5 é uma vista em perspectiva ampliada do veículo da Figura 2A, com partes recortadas, que mostra uma seção interna superior do veículo e do sistema de rotor coaxial contra-rotativo;

A Figura 6 é uma vista em perspectiva ampliada do veículo da Figura 2A, com partes recortadas, que mostra uma seção interna inferior do veículo e do sistema de rotor coaxial contra-rotativo;

A Figura 7A é uma vista em perspectiva de um tubo de núcleo ou coluna vertebral que tem um corte transversal circular e um canal interno oco que é utilizado como um con

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 11/50 duto entre as seções do veículo e que mostra a fiação elétrica que corre através do interior oco e que entra e sai em diversos pontos;

A Figura 7B é uma vista em perspectiva da coluna vertebral, que tem um corte transversal geralmente cruciforme, com canais externos que correm ao longo da coluna vertebral, que podem ser utilizados como condutores entre as seções do veículo;

A Figura 8 é uma vista em perspectiva ampliada de uma primeiro suporte anular;

A Figura 9 é uma vista em perspectiva explodida de um segundo suporte anular que mostra articulações suportes de corpo anexados;

A Figura 10 é uma vista em perspectiva ampliada de uma seção interna intermediária do veículo da Figura 2A, com partes recortadas, que mostra o sistema de rotor coaxial contra-rotativo;

A Figura 11A é uma vista em perspectiva explodida de um módulo de rotor que tem lâminas de rotor com passo cíclico variável e passo coletivo fixo;

A Figura 11B é uma vista em perspectiva explodida de um módulo de rotor que tem lâminas de rotor com passo cíclico variável e passo coletivo fixo;

As Figuras 12A e 12B são vistas em perspectiva de um primeiro lado e um segundo lado de um suporte de motor;

As Figuras 13A e 13B são vistas em perspectiva de um primeiro lado e um segundo lado de um cubo de rotor;

A Figura 14 é uma vista em corte tomada ao longo

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 12/50 das linhas 14-14 da Figura 2B, que mostra o módulo de rotor;

A Figura 15 é uma vista em elevação lateral do sistema de rotor coaxial contra-rotativo da Figura 2A e de um tubo de núcleo que pende do sistema de rotor;

As Figuras 16A e 16B são vistas em perspectiva explodidas de um módulo de força único que inclui várias baterias;

A Figura 17 é uma vista ortográfica do módulo de reforçador da Figura 2B que mostra uma asa dobrada para armazenamento e uma asa estendida em uma configuração de vôo;

A Figura 18 é uma vista ortográfica que mostra o módulo de reforçador separando-se no vôo do veículo de asa rotativa;

A Figura 19 é uma vista em elevação do veículo de asa rotativa que mostra um sonar de imersão ou conjunto hidrofônico que pende da parte de base do veículo;

As Figuras 20A, 20B e 20C são vistas seqüenciais do veículo de asa rotativa que mostra o funcionamento das lâminas dobráveis de comprimento desigual durante uma aterrissagem com colisão do veículo no chão que subjaz ao veículo de asa rotativa;

As Figuras 21A e 21B são vistas em elevação lateral de um tubo de armazenamento e do veículo de asa rotativa, mostrando-se o veículo dobrado para armazenamento;

A Figura 22 é uma vista em perspectiva de um veículo de asa rotativa de acordo com a presente revelação que transporta um sensor ou marcação até um local remoto mostrado, para fins de exemplificação, como sendo um navio em mar

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 13/50 aberto;

A Figura 23 é uma vista em elevação lateral de um veículo de asa rotativa dobrado para armazenamento na parte posterior de uma bomba lançada pela gravidade;

A Figura 24 é uma vista em perspectiva de um veículo de asa rotativa que desdobra a parte posterior de uma bomba lançada pela gravidade até as proximidades de um local-alvo, mostrando-se a bomba lançada pela gravidade ejetando o veículo de asa rotativa e o veículo de asa rotativa desdobrando-se em um modo de vôo vertical de maneira a demorar-se na área-alvo com a finalidade de impingir uma força de ataque com avaliação de danos de batalha em tempo real depois que a bomba lançada pela gravidade tiver atingido o alvo;

A Figura 25A é uma vista diagramática de um outro veículo de asa rotativa que mostra uma aeronave que tem uma arquitetura de barramento central com condutos de alimentação e sinais, um sistema de orientação e um par de sistemas de rotor acoplados a uma estrutura aérea que compreende uma espinha ou coluna vertebral estrutural não rotativa e que transporta uma carga útil; e

A Figura 25B é uma vista diagramática do veículo de asa rotativa da Figura 25A, mostrando-se um sistema de rotor, um sistema de controle e um fornecimento de energia que se comunicam através de barramento de dados/alimentação central com conduto de alimentação e sinais.

Descrição Detalhada

Conforme sugerido de maneira diagramática na Figu

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 14/50 ra 1, um veículo de asa rotativa 1 inclui, em série, um primeiro módulo 2, um primeiro e um segundo sistemas de rotor 3 e 5, módulos de força 13 e 14 e um segundo módulo 15 acoplado em uma relação de afastamento mútuo a uma estrutura aérea 40, que se estende ao longo de um eixo geométrico comum 7. Como ilustração, a estrutura aérea 40 é uma coluna vertebral central alongada e pode ser disposta como um núcleo oco ou que tem um corte transversal cruciforme. Em funcionamento, o primeiro rotor 3 e o segundo rotor 5 giram em direções opostas em volta do eixo geométrico 7 de modo a direcionarem o empuxo na direção 24 e produzirem um içamento na direção 24', com a finalidade de provocar um vôo controlado do veículo de asa rotativa 1, conforme sugerido na Figura 2A. O primeiro módulo 2 é adaptado de modo a incluir diversos sistemas de orientação 50', componentes eletrônicos 55 ou cargas úteis 15'. O segundo módulo 15 é adaptado de modo a incluir uma carga útil 15' ou, em algumas modalidades, diversos sistemas de orientação 50' e sistemas eletrônicos 55'. A carga útil 15' pode incluir, mas não se limita a, munições, sensores de radiação, sensores de detecção química, sensores de agentes biológicos, dispositivos de escuta ativa e passiva, sensores de vídeo, fontes de energia suplementares ou outros equipamentos específicos de missão. O veículo de asa rotativa 1 apresenta assim dispositivos para mover equipamento de reconhecimento, observação ou de monitoramento de inspeção até uma área de interesse, de modo a se obterem informações dela.

Conforme sugerido na Figura 1, 25A e 25B, o pri

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 15/50 meiro sistema de rotor 3 inclui um primeiro motor 54, lâminas de primeiro rotor 20 e um primeiro controlador de passo

56. Em modalidades exemplificativas, o motor 54 é um motor elétrico, conforme mostrado, por exemplo, nas Figuras 4-6, ou um outro dispositivo adequado para fornecer energia para girar as lâminas de rotor 20 em volta do eixo geométrico comum 7. O primeiro sistema de rotor 3 e o segundo sistema de rotor 5 são semelhantes um ao outro em estrutura e função. O segundo sistema de rotor 5 inclui um segundo motor 61, lâminas de segundo rotor 22 e um segundo controlador de passo

57. Em modalidades exemplificativas, o motor 61 é um motor elétrico, conforme mostrado, por exemplo, nas Figuras 4-6, ou um outro dispositivo adequado para fornecer energia para girar as lâminas de rotor 22 em volta do eixo geométrico comum 7. Como ilustração, os componentes elétricos e eletrônicos são conectados e se comunicam através do conduto elétrico 173 e do conduto eletrônico 174, que mantêm linhas de força e de sinal, respectivamente. Embora o veículo de asa rotativa 1 seja mostrado tendo dois sistemas de rotor, o veículo de asa rotativa 1 pode ter mais de dois sistemas de rotor, conforme determinem as exigências de desempenho e missão.

Conforme mostrado nas Figuras 1 e 3, a estrutura aérea 40 é não rotativa e forma uma coluna vertebral central oca e alongada para alojar o primeiro módulo 2, os primeiro e segundo sistemas de rotor 3, 5, os módulos de força 13 e 14 e o segundo módulo 15. Como ilustração, os módulos de força 13 e 14 são posicionados de modo a ficarem dispostos

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 16/50 em uma relação lado a lado um com o outro entre o segundo sistema de rotor 5 e o segundo módulo 15. Uma vez que a armação aérea 40 é oca, os módulos de força 13, 14 podem ser conectados eletricamente aos motores 54 e 61 através da coluna vertebral oca.

Como ilustração, o controlador de passo 56 é uma chapa giratória circular 56' acoplada a um servo longitudinal 58 e um servo de rolamento 59 para fazer variar o passo cíclico das lâminas de rotor 20 em resposta à entrada de um controlador 55. Em algumas modalidades, a chapa giratória circular 56' é também acoplada a um servo coletivo 98 para alterar coletivamente o passo das lâminas de rotor 20. De maneira semelhante, o controlador de passo 57 é uma chapa giratória circular 57' acoplada a um servo longitudinal 58 e a um servo de rolamento 59 para fazer variar o passo cíclico das lâminas de rotor 20 em resposta à entrada de um controlador 55. Em algumas modalidades, a chapa giratória circular 57' é também acoplada a um servo coletivo 98 para fazer variar coletivamente o passo das lâminas de rotor 20. Em modalidades exemplificativas, o controlador 55 é um controlador de sinal de comando conforme mostrado, por exemplo, na Figura 3, ou outro dispositivo adequado para fornecer um sinal direcional elétrico ou mecânico desejado aos servos 58, 59 ou 98, e aos motores 54, 61.

Como ilustração, o veículo de asa rotativa 1 tem um sistema de rotor de passo fixo que tem dois servos 58, 59 para passo de aeronave (entrada cíclica de popa à proa à maneira de helicóptero) ou controle de rolamento (entrada cí

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 17/50 clica à direita/esquerda à maneira de helicóptero). O servo 98, mostrado esquematicamente na Figura 1, pode ser montado de maneira semelhante aos servos 58, 59, se o controle de passo coletivo for desejável. Em modalidades com um sistema de rotor de passo fixo, os sistemas de rotor 3, 5 são conectados às chapas giratórias circulares 56 ', 57' por elos de passo 119. Os servos 58, 59 são conectados às chapas giratórias circulares 56 ', 57' por elos 125, 126. Um aspecto da presente revelação é que o veículo de asa rotativa 1 pode ser levado a voar com um número mínimo, como um ou dois, de servo-atuadores cíclicos (servos 58, 59). Em um modo de vôo de “um servo, o torque diferencial dos motores 54, 61 controla a orientação de guinada, e o servo 58 controla o vôo para frente e para trás. Com apenas um servo cíclico, o veículo 1 pode ser levado a voar muito à maneira de uma aeronave que tenha apenas controle do leme e elevador. No modo de vôo de “dois servos exemplificativo, os servos 58, 59 proporcionam controle de passo de aeronave para frente/para trás e de rolamento à direita/esquerda com torque diferencial dos motores 54, 61, obtendo-se controle de guinada.

Em funcionamento, os cubos de rotor 101 giram em direções opostas. Os servos 58, 59 são controlados por componentes eletrônicos de controle de vôo a bordo para inclinar simultaneamente a chapa giratória circular 56' e a chapa giratória circular 57', que fazem variar ciclicamente então o ângulo de passo das lâminas das lâminas de rotor giratórias 20 para inclinar o veículo 1 em uma da direção de passo 170 da aeronave e da direção de rolamento 171 da aeronave.

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 18/50

Em outra modalidade com passo coletivo (ver a Figura 11B), o servo coletivo 98 e um terceiro elo de passo (não mostrado) são apresentados para fazer variar a localização axial das chapas giratórias circulares 56', 57' ao longo do eixo geométrico comum 7 e para fazer variar o passo coletivo das lâminas de rotor 20, 22 utilizando-se a Mistura de Passo Coletivo-Cíclico (CCPM). Com a mistura de passo coletivocíclico, os servos 58, 59 e 98 inclinam as chapas giratórias cíclicas 56' e 57' em conjunto para fazer variar o passo cíclico e mover as chapas giratórias circulares 56', 57' em sentido axial em conjunto ao longo do eixo geométrico comum 7, de modo a se fazer variar o passo coletivo.

A modalidade exemplificativa utiliza velocidade de motor diferencial para controle de guinada (rumo) enquanto na configuração de vôo vertical. Normalmente, helicópteros axiais utilizam passo de lâmina variável e ângulo de lâmina diferencial para controlar os movimentos de guinada durante o vôo. Na presente revelação, o torque diferencial gerado pelos motores operacionais 54, 61 a diferentes velocidades com relação ao corpo fixo do veículo 1 gera forças de guinada para estabilizar e controlar movimento de guinada (isto é, rotação em volta do eixo geométrico comum 7). Neste método, o torque (e eventualmente a velocidade) do motor 54 é aumentado ou diminuído em resposta ao movimento de guinada do veículo de asa rotativa 1 em volta 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

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 19/50 (velocidade) do primeiro motor 54 para manter içamento constante, de modo que o veículo de asa rotativa 1 nem ganhe nem perca altitude.

As lâminas de rotor 20, 22 são acopladas à aeronave de asa rotativa 1 sustentadas para rotação pelos cubos de rotor 101. Os cubos de rotor 101 são também acoplados para movimento de articulação a um encerado interno 108, conforme melhor mostrado na Figura 11A. Eixos de articulação 109 estendem-se através do cubo de rotor 101 e são alojados pelo encerado 108. O encerado 108 é adaptado para acoplar um par de lâminas de rotor ao cubo 101 para rotação em volta do eixo geométrico comum 7. O encerado 108 é também acoplado a uma primeira extremidade de um par de elos 119. Cada elo 119 é também acoplado, em uma segunda extremidade, a uma borda perimetral da chapa giratória circular 56' ou 57'. Assim, o encerado 118 é articulado pela entrada da chapa giratória circular 56', 57' em resposta à entrada de movimento linear dos servos 58, 59 ou 98. Este movimento de articulação do encerado 118, por sua vez, faz com que cada lâmina de rotor 20, 22 se articule em resposta, aumentando-se ou diminuindose assim o passo de lâmina de rotor das lâminas de rotor 20, 22.

Conforme sugerido nas Figuras 2A e 2B, um veículo de ar 1 inclui uma seção superior 2', os primeiro e segundo rotores 3 e 5, uma seção intermediária 4, uma seção inferior 6, um primeiro e um segundo módulos de fonte de energia 13, 14 e uma carga útil 15 dispostos em uma relação de afastamento mútuo ao longo do eixo geométrico comum 7. Com refe

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 20/50 rência agora às Figuras 2A-4, os componentes mecânicos e elétricos internos dentro da seção superior 2' e da seção intermediária 4 do veículo 1 são encerrados por um invólucro de corpo superior de paredes delgadas 10 e por um invólucro de corpo intermediário 11, respectivamente. Um invólucro de corpo inferior 12 cobre uma parte da seção inferior 6, mas pode ser estendido de modo a cobrir toda a seção inferior 6. Um aspecto da presente revelação é que os invólucros de corpo 10, 11 são moldados por insuflação a partir de um material de plástico, como, por exemplo, o policarbonato ou ABS e, em conjunto com a coluna vertebral 40, formam uma estrutura para a aeronave de asa rotativa que tem tanto um componente de resistência central quanto um componente de coberta externo delgado, que, juntos, são rígidos, resistentes e fáceis de fabricar.

Conforme mostrado na Figura 3, uma aeronave de asa rotativa 1 de acordo com a presente revelação tem um sistema de rotor que compreende um motor 54 operacionalmente conectado às lâminas de rotor 20 por meio de um trem de acionamento, como as engrenagens 106, 107 (Figura 11). Um controle de passo, como uma chapa giratória circular 56' (Figura 10), é operacionalmente conectado às lâminas de rotor 20 para fazer variar o passo cíclico e/ou coletivo das lâminas de rotor 20 em resposta à saída de um servo-atuador, como, por exemplo, os servos 58, 59 (Figura 3) através de articulações, como os elos 125, 126 (Figura 10). A energia, como a eletricidade das baterias (não mostradas), ou o combustível de um tanque de armazenamento (não mostrado) em um módulo de

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 21/50 fonte de energia 13 flui através de um conduto de alimentação através do sistema de rotor e fornece energia para acionar o controlador 55, o motor 54 e os servos 58 e 59. Os sinais de controle do controlador 55 fluem ao longo de um conduto de sinais e regulam a velocidade do motor 54 e a saída de posicionamento dos servos 58 e 59. O conduto de alimentação e o conduto de sinais são conduzidos entre um lado de influxo e um lado de vazão das lâminas de rotor 20 através dos canais 96 formados na espinha ou coluna vertebral 40 (Figuras 7A, 7B e 15) do veículo 1.

Em vôo lento, o primeiro rotor 3 e o segundo rotor 5 giram em direções opostas em volta do eixo geométrico comum 7, forçando o ar para baixo na direção 24 e içando o veículo 1 na direção para cima, conforme sugerido na Figura 2A. O primeiro rotor 3 tem lâminas de rotor 20 configuradas para girar na direção 21, e o segundo rotor 5 tem lâminas de rotor 22 configuradas para girar na direção 23 em volta do eixo geométrico comum 7. Uma vez que as primeiras lâminas de rotor 20 e as segundas lâminas de rotor 22 são equipadas com um controle de passo cíclico, o veículo 1 é configurado para vôo direcional na direção 25, em que o eixo geométrico comum 7 é orientado em sentido substancialmente vertical.

Com referência agora à Figura 2B, uma segunda modalidade contemplada pela presente revelação é mostrada tendo um módulo de reforçado 8 anexado à seção inferior 6 em uma interface de reforçador 9. O módulo de reforçador 8 contém, por exemplo, uma fonte de energia auxiliar (não mostrada) para aumentar a fonte de energia interna contida nos mó

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 22/50 dulos de força 13 e 14 transportados no veículo 1. Como exemplificação, a fonte de energia auxiliar (não mostrada) e os módulos de força 13 e 14 são baterias elétricas 13 e 14. O módulo de reforçador 8 inclui asas esquerda e direita 16, 17 para proporcionar içamento adicional ao veículo 1 durante o vôo direcional na direção 18, em que o eixo geométrico comum 7 é orientado em sentido substancialmente horizontal.

A estrutura aérea 40 forma uma coluna vertebral estrutural do veículo de asa rotativa 1 e geralmente corre em sentido vertical através do centro do veículo de ar4 1 a partir da seção superior 2' até a seção inferior 6, conforme melhor mostrado na Figura 4. Como exemplificação, a estrutura aérea 40 é um tubo de núcleo não rotativo com um canal interno oco 96 (Figura 7A) ou uma viga cruciforme 97 com canais externos (Figura 7B). Os primeiro e segundo módulos de rotor 3 e 5, todos os componentes dentro da seção superior 2', da seção intermediária 4 e da seção inferior 6 são acoplados à estrutura aérea 40. Com referência agora à Figura 7A, o tubo de núcleo oco não rotativo 40 atua também como um conduto para a fiação elétrica 45, encanamento (não mostrado) e articulações mecânicas (não mostradas) que passam por entre os componentes na seção superior 2', na seção intermediária 4 e na seção inferior 6 do veículo de asa rotativa 1. Fendas longitudinais 46 e 47 são apresentadas como pontos de entrada e saída para a fiação 45, o encanamento e as articulações. Uma vez que o tubo de núcleo oco não rotativo 40 e a viga cruciforme são unitários e contínuos entre as seções de corpo 2, 4 e 6, a rigidez e as propriedades estruturais le

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 23/50 ves do veículo 1 são aumentadas. Para exemplificar, o tubo de núcleo oco não rotativa 40 e a viga cruciforme 97 são de preferência feitas de fibra de grafite de carbono enrolada ou extrusada, fibra de vidro ou liga de alumínio número 7075 (ou semelhante) com um diâmetro externo (tubo de núcleo 40) ou dimensão de largura (viga cruciforme) de cerca de 13 mm (0,5 pol) e uma espessura de parede de entre 0,76 mm (0,03 pol) e cerca de 1,3 mm (0,05 pol).

O veículo de asa rotativa 1 é disposto tendo três seções de corpo, conforme melhor mostrado na Figura 3. A seção superior 2' é disposta tendo um sensor/estabilizador de horizonte 50, uma mesa giroscópica de montagem 52 acoplada à extremidade superior do tubo de núcleo 40, um primeiro controlador de velocidade do motor 53, um primeiro motor 54, um radio-receptor e um controlador 55. A seção intermediária 4 inclui uma primeira chapa giratória circular 56', uma segunda chapa giratória circular 57', um servo cíclico longitudinal 58 e um servo cíclico de rolamento 59. A seção inferior 6 inclui um segundo controlador de velocidade do motor 60, um segundo motor 61, uma radio-bateria 62, uns primeiro e segundo módulos de bateria 13 e 14 e um módulo de carga útil 15.

Na modalidade mostrada, o sensor/estabilizador de horizonte 50 é um modelo “FS8 Copilot da companhia FMA, o estabilizador giroscópico 51 é um giroscópio anular de silicone modelo “G500 da companhia JR Company, os motores 54, 61 são modelos “B2041S da companhia Hacker e os controladores de velocidade do motor 53, 20 são modelos “PEgasus 35

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 24/50 da companhia Castle Creations, que são controladores de velocidade programáveis digitais baseados em computador. O veículo de asa rotativa 1 é também configurado para receber um receptor/controlador GPS e um sistema de telemetria (não mostrados), dispostos para serem acoplados à seção superior 2 ' .

Os componentes internos do veículo de asa rotativa são acoplados ao tubo de núcleo 40 por suportes anulares 70, conforme mostrado na Figura 8. O suporte anular 70 inclui uma parte interna anular 71 que se conforma à superfície externa anular do tubo de núcleo 40. O suporte anular 70 inclui braços de montagem 72, 73, 74 que se estendem em sentido radial, os quais têm flanges 75, 76, 77 adaptados para reter os componentes mecânicos, elétricos e outros componentes internos do veículo de asa rotativa 1. O suporte anular 70 é disposto de modo a sustentar o motor 54 no flange 75, o controlador de velocidade do motor 53 no flange 76 e o radio-receptor 55' no flange 77. Os componentes internos do veículo 1 são acoplados, por exemplo, a flanges de montagem utilizando-se diversos prendedores (tais como conexões através de aberturas 78) ou adesivos. A parte anular 71 proporciona meios para travar o suporte anular 70 no tubo de núcleo oco não rotativo 40, de modo a impedir que o suporte anular 70 gire ou deslize em sentido axial ao longo do tubo de núcleo oco não rotativo 40. O dispositivo para travar o suporte anular 70 no tubo de núcleo oco não rotativo 40 inclui prendedores (não mostrados) recebidos pelo receptor de parafuso de fixação 79 ou por diversos adesivos. Um segundo

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 25/50 suporte anular 80, mostrado na Figura 9, inclui um anel fechado 81, braços 82 e 83 e montantes axiais 84, 85 para sustentar os isoladores 86, 87, 88, os braços anti-rotação 90 e 91 da chapa giratória circular e os elos 92 e 93 da chapa giratória circular.

O servo-módulo 81 inclui um suporte anular 80, que sustenta o servo de passo 58, o servo de rolamento 59 e os isoladores de corpo universais 86, 87 (conforme descrito no pedido de patente provisório norte-americano No. 60/525 585, de Arlton, que é por este aqui incorporado a título de referência), que sustentam o invólucro de corpo intermediário 11, conforme mostrado, por exemplo, na Figura 10. Os suportes anulares 70, 80 são dispostos de modo a incorporarem e sustentarem muitos aspectos estruturais do veículo de asa rotativa 1. Os suportes anulares 70, 80 ajudam a montagem do veículo de asa rotativa 1 porque os suportes anulares 70, 80 e componentes internos afins podem ser pré-montados como subconjuntos e posteriormente montados juntamente com outros módulos no tubo de núcleo oco não rotativo 40 em uma etapa de fabricação final.

Com referência agora às Figuras 11A, 12A, 12B,

13A, 13B e 14, o módulo de rotor 3 inclui um suporte de rotor 100, um cubo de rotor 101, que tem uma engrenagem interna 107, um primeiro e um segundo rolamentos de esferas 102 e 103, um grampo anular 104, um motor 54, uma caixa de engrenagens planetária 105, um pinhão diferencial 106, um encerado de lâmina 108, eixos de pivô 109, tampas de extremidade de eixo 110, molas de torção 111 e lâminas de rotor 20. Um

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 26/50 suporte de motor 122 é receptivo à caixa de engrenagens 105 de modo a acoplar o motor 54 ao suporte de motor 100. Quando montados, os mancais 102, 103 são retidos pelo grampo anular 104, que entra em contato com a fenda 108 em um ressalto 112, que se estende a partir do suporte de motor 100. A lâmina 20 é mantida no lugar por um pino 113, que se estende através da tampa 110 e da abertura formada no eixo 109. O eixo 109 passa através de uma abertura de mancal 117 formada no cubo 101 e para dentro de uma abertura 118 no encerado 108 quando é retido por um outro pino (não mostrado). Os elos 119 acoplam o encerado 108 à chapa giratória circular 56 ' .

Conforme mostrado na Figura 11B, um módulo de rotor adaptado para sustentar as lâminas de rotor passíveis de passo tanto cíclico quanto coletivo inclui um cubo de rotor coletivo 201 que é semelhante ao cubo 101 e receptivo a uma estrutura de encerado coletivo 208 acoplada a ressaltos 214 formados sobre a superfície interna do cubo 201 por prendedores 212. A estrutura de encerado coletiva 208 sustenta as carga de vôo radiais produzidas pelas lâminas de rotor 20 que atuam através de mancais de empuxo 203. Os elos 119 acoplam os braços de passo 210 à chapa giratória circular 56'.

Como exemplificação, a caixa de engrenagens planetária 105 tem uma razão de velocidade reduzida de cerca de 4:1. O pinhão diferencial no motor 54 tem nove dentes e entra em contato com a engrenagem interna 107 no cubo de rotor 101, que tem sessenta dentes, de modo que a razão de redução de velocidade total do módulo de rotor 3 é de cerca de

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26,7:1 (isto é, o eixo de saída do motor 54 gira 26,7 vezes para cada volta do cubo de rotor 101). Esta razão de redução estimula o uso de motores elétricos de alta eficácia que rodam a altas voltagens e altas velocidades.

Como ilustração, o motor 54 é um motor sem escova.

Em algumas aplicações, especialmente no caso de os tempos de vôo serem curtos e a economia é um fator (em uma munição descartável de curto alcance, por exemplo), vários motores com escova de baixo custo (isto é, motores com escovas de carbono e comutadores rotativos) são utilizados no lugar de um motor sem escova de alto custo 54 para girar o cubo de rotor 101. Em tais casos, enquanto o módulo de rotor 3 é mostrado tendo um motor 54 para girar o cubo de rotor 101, está dentro do alcance desta revelação incluir vários motores em volta da circunferência do suporte de motor 100 para acionar o cubo de rotor 101 em lugar de apenas um. Antecipase também que o cubo de rotor 101 propriamente dito pode ser configurado com bobinas e ímãs de arame de modo a atuar como um motor, de modo que não são necessários motores separados para acionar o cubo de rotor 101 em volta do eixo geométrico comum 7.

A lâmina de motor 20 na modalidade mostrada é moldada por injeção a partir de um material de plástico de policarbonato e é do tipo descrito na patente norte-americana No. 5 879 131, de Arlton, patente essa que é por este aqui incorporada a título de referência. A lâmina de rotor 20 está livre para adejar para cima e para baixo cerca de 6 graus em volta do eixo geométrico de adejo 120 antes que as proje

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 28/50 ções 121 nas molas de torção 111 entrem em contato com o eixo de passo 109 e resistam a mais adejo. Isto significa que as lâminas de rotor podem adejar para cima e para baixo livremente durante o vôo cerca de +/- 6 graus e podem dobrarse para cima 90 graus e para baixo 90 graus para armazenamento ou durante uma aterrissagem com colisão.

Na modalidade mostrada nas Figuras, o suporte de motor 100 é moldado por injeção é uma peça a partir de um material termoplástico, como, por exemplo, policarbonato ou nylon. O cubo de rotor 101 é moldado por injeção em uma peça a partir de um material termoplástico, como, por exemplo, nylon ou acetal. As lâminas de rotor 20 são sustentadas durante o vôo pelo cubo de rotor 101 (que faz parte do invólucro de corpo externo do veículo 1) e não por eixos coaxiais tradicionais coincidentes com o eixo geométrico comum 7. Isto coloca os mancais de sustentação 103, 104 do rotor muito próximos das lâminas de rotor 20 e libera espaço dentro da parte de corpo central do veículo de asa rotativa 1 para outros componentes mecânicos ou elétricos. Em um sistema de rotor de passo fixo (mostrado nos desenhos), as forças de vôo radiais produzidas pelas lâminas de rotor 20 são sustentadas pelo encerado interno 108, que liga as duas lâminas de rotor 20 e que inclui uma abertura interna que circunda e se desvia do tubo de núcleo 40, não sendo necessários, portanto, mancais de empuxo especiais.

Com referência agora à Figura 15, um sistema de rotor coaxial de acordo com a presente revelação compreende o tubo de núcleo 40, dois sistemas de rotor 3, 5, duas cha

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 29/50 pas giratórias circulares 56' e 57' e um servo-módulo 81 acoplado ao tubo de núcleo oco não rotativo 40 em simetria espelhada em volta do servo-módulo 81. Embora seja revelado um sistema de rotor coaxial com dois rotores, o veículo de asa rotativa 1 pode ser equipado com sistemas de rotor adicionais (não mostrados) afastados entre si ao longo do comprimento do tubo de núcleo oco não rotativo 40 para capacidades de empuxo ou operacionais adicionais.

Na modalidade mostrada, o veículo de asa rotativa 1 tem um sistema de rotor de passo fixo que requer apenas dois servos 58, 59 para passo de aeronave (cíclico para frente e para trás) e controle de rolamento de aeronave (cíclico para a direita-esquerda). Um terceiro servo coletivo 98 pode ser montado de maneira semelhante na seção intermediária 4, se o controle de passo coletivo for desejado, por exemplo.

Os sistemas de rotor 3, 5 são ligados às chapas giratórias circulares 56 ', 57' pelos elos de passo 119. Os servos 58, 59 são ligados às chapas giratórias circulares 56', 57' pelos elos 125, 126. Em funcionamento, os cubos de rotor 101 giram em direções opostas. Os servos 58, 59 são controlados por componentes eletrônicos de controle de vôo a bordo 55' de modo a inclinarem simultaneamente a chapa giratória circular 56' e a chapa giratória circular 57', que fazem variar ciclicamente então o ângulo de passo de lâmina das lâminas de rotor rotativas 20, de modo a se inclinar o veículo 1 em uma das direção de passo da aeronave e direção de rolamento da aeronave. Em um outra modalidade que tem

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 30/50 passo coletivo (ver a Figura 11B), um terceiro servo e um terceiro elo de passo (não mostrados) são instalados para fazer variar o passo coletivo das lâminas de rotor 20, 22 utilizando-se a Mistura de Passo Coletivo-Cíclico (CCPM) eletrônica. O uso de servos posicionados de modo a ficarem dispostos entre os sistemas de rotor 3, 5 e acoplando diretamente as chapas giratórias circulares de controle 56', 57' com articulações, de modo a se controlar um sistema de rotor coaxial desta maneira, é um aspecto da modalidade.

Um aspecto exemplificativo da revelação é que os motores 54, 61 são posicionados de modo a ficarem dispostos e lados opostos (acima e abaixo) dos rotores 3, 5 com a transmissão de energia entre os rotores obtida através da fiação elétrica 45 em lugar de eixos de transmissão mecânicos, reduzindo-se assim a complexidade mecânica e o peso. Em outra modalidade (não mostrada), os motores 54, 61 são posicionados para ficarem dispostos entre os rotores, e os servo-atuadores 58, 59 são posicionados para ficarem dispostos em uma relação de afastamento mútuo, de modo que os rotores 3, 5 fiquem localizados entre eles. Uma vez que a potência e o controle do sistema de rotor são de natureza inteiramente elétrica, todo o sistema de controle do veículo de asa rotativa 1 pode ser acionado eletricamente por computadores digitais e componentes eletrônicos de estado sólido sem articulações mecânicas ou amplificação hidráulica. A localização de dois conjuntos de motores em lados opostos dos rotores 3, 5 e em lados opostos do servo-módulo 81 elimina a necessidade de eixos de transmissão rotativos concêntricos entre os

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4 rotores 3, 5 e posiciona os servos 58, 59 de modo a acionarem ambas as chapas giratórias circulares 56', 57' diretamente.

Um aspecto da presente revelação é que o veículo 1 pode ser levado a voar com um mínimo de um ou dois servoatuadores cíclicos (servo 58, 59). Em um modo de vôo com um servo, o torque diferencial dos motores 54, 61 controla a orientação de guinada, e o servo 58 controla o vôo para frente e para trás. Com um único servo cíclico, o veículo 1 pode ser levado a voar muito à semelhança de uma aeronave que tem apenas controle de leme e elevador. Em um modo de vôo com dois servos, conforme mostrado nos desenhos, os servos 58, 59 proporcionam controle de passo de aeronave para frente/para trás e de rolamento de aeronave para a direita/esquerda, com o torque diferencial dos motores 54, 61 proporcionando controle de guinada.

Em outra modalidade da presente revelação, a força para acionar os motores 54, 61 durante o vôo é fornecida por baterias elétricas de alta capacidade 130, como, por exemplo, baterias de polímero de lítio ou de íons de lítio, ou células de combustível. Com referência agora às Figuras 16A e 16B, o módulo de força 13 tem seis baterias de íons de lítio recarregáveis 130 dispostas em um padrão hexagonal em volta do tubo de núcleo oco não rotativo 40 e conectadas fisicamente em série de modo a produzirem cerca de 21,6 volts de potencial elétrico. O suporte anular 131 das baterias é formado de modo a incluir uma abertura (anel) central 132 para acomodar o tubo de núcleo oco não rotativo 40 e o flan

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 32/50 ge 133 para reter as baterias 130. Os fios de alimentação 45 (não mostrados) do módulo de bateria 13 entram no tubo de núcleo oco não rotativo 40 na abertura 47 (ver a Figura 7) e são roteados, através do tubo de núcleo oco não rotativo 40, para os controladores de velocidade 53, 60 do motor.

Conforme melhor mostrado na Figura 25A, vários módulos de força 13, 14 são apresentados para capacidade de força adicional durante o vôo e são, como ilustração, conectados fisicamente em paralelo para aumentar a corrente elétrica disponível para os motores 54, 61. Os tempos de vôo do veículo de asa rotativa 1 podem ser ajustados pelo ajuste do número de módulos de força 13, 14 transportados no vôo.

Anéis de travamento adicionais (ou suportes anulares sem braços radiais) 135 são instalados acima e a baixo dos módulos de força 13, 14 para ajudar a acoplar os módulos de força 13, 14 ao tubo de núcleo oco rotativo 40, conforme mostrado, por exemplo, na Figura 4. Uma vez que os módulos de força 13, 14 são relativamente pesados comparados com os demais componentes do veículo 1, os anéis de travamento 135 impedem que os módulos de força 13, 14 deslizem ao longo do tubo de núcleo oco não rotativo 40 durante uma aterrissagem com colisão do veículo de asa rotativa 1. Um aspecto da presente revelação é que o veículo de asa rotativa 1 é bem adequado para ser fabricado e montado em módulos. Os módulos de rotor, asa, controle, força, reforçador, os componentes eletrônicos e a carga útil são fabricados separadamente e levados a deslizar até o tubo de núcleo 40. Os conectores elétricos para as conexões que passam através das aberturas 46,

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 33/50 no tubo de núcleo 40 são montados niveladamente com a superfície do tubo de núcleo 40 para ajudar na montagem e desmontagem do veículo 1 para manutenção e reparos.

A densidade de energia e a densidade de potência são considerações no desenho de UAV e podem ser aplicadas a uma aeronave como um todo. Uma aeronave com densidades de energia e densidades de potência mais elevadas tem melhor desempenho total do que uma aeronave com densidades mais baixas. Em geral, a densidade de energia e a densidade de potência são definidas como a quantidade de energia e potência disponível por peso unitário. Por exemplo, a densidade de energia de uma bateria de combustível ou elétrica (também conhecida como “energia específica) corresponde à quantidade de energia contida em uma medida unitária de combustível ou bateria (medida, por exemplo, em Nm/Kg ou Ibs/material inicial).

Os combustíveis químicos (líquidos) tendem a ter densidades de energia mais que as de baterias elétricas. Uma característica adicional da energia de combustível líquido em comparação com a energia de bateria elétrica é que o peso de uma aeronave abastecida com combustível líquido diminui no decorrer de um vôo (em 60%) à medida que queima combustível. Consequentemente, a densidade de energia de uma aeronave abastecida com combustível líquido (isto é, a energia disponível por peso unitário da aeronave) diminui lentamente, e a densidade de potência (potência disponível por peso unitário) aumenta à medida que ela voa. Isto significa que o desempenho da aeronave abastecida com combustível líquido é

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 34/50 realmente aperfeiçoado perto do final do vôo.

Em contraste, a densidade de potência total de uma aeronave acionada eletricamente é constante no decorrer de todo o vôo porque a potência de saída máxima das baterias é quase constante e as baterias não perdem peso à medida que descarregam. A densidade de energia também diminui rapidamente, porque a energia total disponível diminui. Para se aperfeiçoar a densidade de energia e potência da presente revelação, é apresentado um reforçador elétrico ou módulo de potência auxiliar 8 que pode ser jogado fora durante o vôo depois que seu fornecimento de energia for esgotado. Assim, o módulo de reforçador 8 compreende módulos de bateria adicionais (não mostrados) montados em volta do eixo geométrico comum 7 com um mecanismo para reter o módulo de reforçador 8 no veículo de asa rotativa 1.

Em outra modalidade, o reforçador 8 inclui um motor de combustão interna (como, por exemplo, um motor a diesel não mostrado), que aciona um gerador elétrico (não mostrado) de modo a converter a energia química contida no combustível químico em energia elétrica. Em outras modalidades contempladas por esta revelação, um sistema gerador turboelétrico (não mostrado) pode ser utilizado para produzir energia elétrica. Uma consideração a respeito do módulo de reforçador 8 que contém tal gerador a gás-elétrico é que todo o peso do módulo, do sistema de combustível e do motor pode ser jogado fora ao final da primeira fase de vôo, deixando o veículo de asa rotativa 1 de peso relativamente baixo para completar uma segunda fase de vôo.

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Na modalidade exemplificativa, o módulo de reforçador 8 inclui asas dobráveis 16, 17 para aumentar o içamento em um modo de vôo horizontal do veículo de asa rotativa 1. Conforme mostrado na Figura 17, a asa 17 é dobrada em volta do eixo geométrico de dobramento 140 para armazenamento compacto. As asas 16, 17 são presas, aproximadamente em seu local de “quarto de corda, a eixos de pivô (não mostrados). Quando utilizada para vôo com os eixos de pivô mantidos rigidamente perpendiculares ao eixo geométrico comum 7 (ver também a Figura 2), a asa 16 está livre para articularse em volta do eixo geométrico de passo 143 de modo a encontrar seu melhor ângulo de ataque. Uma vez que as asas 16, 17 estão livres para girar em volta de seus próprios eixos geométricos de passo durante o vôo, apêndices tais como as asas 16, 17 são às vezes referidas como “asas livres. Deve-se notar que as asas 16, 17, sendo asas livres, podem operar de maneira eficaz dentro de uma ampla faixa de velocidade por causa de sua capacidade de alterar o passo automaticamente para ir ao encontro do fluxo de ar que se aproxima. A aplicação de tal asa livre a um UAV de asa rotativa é um aspecto da revelação.

No vôo horizontal de alta velocidade, o eixo geométrico comum 7 é orientado em sentido substancialmente horizontal com os módulos de rotor 3, 5 atuando juntos como um propulsor contra-rotativo único para empurrar o veículo de asa rotativa 1 na direção horizontal 18. As asas 16, 17 ajudam a içar a seção inferior 6 e o módulo de reforçador 8, de modo que os módulos de rotor 3, 5 podem aplicar mais potênPetição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 36/50 cia à propulsão para frente e menos ao içamento vertical.

Deve-se notar que a presente revelação não requer superfícies de controle aerodinâmicas (como nas as 16, 17) porque o controle cíclico do módulo de rotor 3, 5 proporciona potência de controle para manobrar na direção de passo (elevação) 144 da aeronave e na direção de guinada (rumo) 145 da aeronave quando o eixo geométrico comum 7 é substancialmente horizontal. O controle de rolamento à maneira de avião (em volta do eixo geométrico comum 7) durante o vôo horizontal é obtido através do torque/velocidade dos módulos de rotor 3, 5. Este método de controla para vôo horizontal

de um UAV	de	asa rotativa é um aspecto da	modalidade ilus-
trativa.
	Com	referência agora às	Figuras	18A e	18B, quando
a energia	do	módulo de reforçador	8 tiver	sido	esgotada, um

comando do controlador a bordo 55 do veículo de asa rotativa 1 atua um mecanismo, como um engate (não mostrado), por exemplo, que separa o módulo de reforçador 8 do veículo de asa rotativa 1, e o módulo de reforçador 8 decai na direção 19. O veículo de asa rotativa 1, então, em um modo de vôo, assume uma orientação mais vertical e voa como um helicóptero.

Em outra modalidade, o módulo de reforçador 8 inclui uma carga útil específica de missão 147, como uma munição explosiva, um sonar de imersão, hidrofones, rádiomarcador de ID ou uma bóia detectora, por exemplo. Conforme mostrado na Figura 19, ao se separar do veículo de asa rotativa 1, o módulo de reforçador 9 decai, deixando um sistema

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 37/50 de sonar ou hidrofônico 147 ou outro sensor conectado ao veículo de asa rotativa 1 por um cabo de arame ou fibra óptica 146, de modo que o veículo de asa rotativa 1 possa mover a carga útil de um lugar para outro, transferir com precisão a carga útil 147 até o local desejado e atuar com um elo de telemetria entre a carga útil 147 e um receptor remoto (não mostrado). Este pode ser um método eficaz de, por exemplo, monitorar um alvo ou marcar um navio no mar com um rádiomarcador de ID remoto ou outro instrumento de marcação.

A Figura 22 mostra um método para expedir um marcador que compreende, por exemplo, um sensor ou um dispositivo de marcação, como uma tinta indelével ou um rádiotransmissor, até um local remoto, neste caso um navio no mar aberto 157. O veículo 1 é mostrado aproximando-se de um navio S (enquadrado), manobrando para tocar o navio S e deixando o marcador no navio S (enquadrado) e saindo da área (enquadrada). Este método de marcação é um aspecto da presente revelação que permite que um ponto de interesse seja monitorado depois que o veículo 1 tiver deixado a área local. Alternativamente ou em conjunto, o veículo 1 pode reter um sensor quando deixa a área local, que pode, por exemplo, ter tirado uma amostra da atmosfera próximo do navio S e devolver o sensor e a amostra a uma unidade de processamento remota para análise posterior por um espectrômetro de massa, dispositivo de medição biológica ou radiológica ou outro dispositivo que tal (não mostrado). Embora o ponto de interesse seja mostrado nos desenhos como um navio S, deve ficar entendido que o navio S pode ser qualquer outro ponto de in

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 38/50 teresse acessível ao veículo 1, como, por exemplo, um caminhão, avião, torre, linha de alimentação ou área aberta de terra.

Uma outra modalidade da presente revelação mostrada nas Figuras 20A, 20B e 20C tem dobramento de comprimento desigual, lâminas de rotor coaxiais 148, 149, com as lâminas superiores 148 tendo um vão maior que o das lâminas inferiores 149. Este é um recurso disposto de modo que, durante uma aterrissagem com colisão do veículo, quando as lâminas superiores 148 estabelecem contato com o solo 155 antes das lâminas inferiores 140 mais curtas, as lâminas superiores 148 se dobrem em afastamento das, ou mais rápido do que as, lâminas inferiores 149, reduzindo-se assim a possibilidade de que as lâminas superiores 148 e as lâminas inferiores 149 entrem em contato umas com as outras enquanto giram a alta velocidade. Conforme mostrado nos desenhos, as lâminas inferiores 149 abarcam cerca de 51 cm a 56 cm (de 20 a 22 polegadas ) .

A capacidade de dobrar-se para armazenamento compacto e para aterrissagem é outro aspecto da presente revelação. Conforme mostrado nas Figuras 21 A e 21B, o veículo de asa rotativa 1 é compacto o bastante para içar-se no interior de um tubo de bóia detectora de tamanho A padrão utilizado pelo marinha norte-americana. A estrutura de tubo de núcleo única da presente revelação não só permite que o veículo de asa rotativa 1 seja miniaturado de modo a ser encaixado dentro de um tubo de bóia detectora, mas também absorve as forças de lançamento com um Dispositivo Atuado por Carga

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 39/50 (CAD) de uma aeronave, como uma aeronave de vigilância marítima P-3 da marinha.

Em uma modalidade sugerida na Figura 21 A, um recipiente de lançamento descartável 150 é instalado para proteger as superfícies aerodinâmicas do veículo de asa rotativa 1 à medida que é lançado de uma aeronave que se desloca a 277,98-463,39 km/h (150-250 nós) a uma altitude de 3 048 a 6 096 m (de 10 000 a 20 000 pés). Um pára-quedas (não mostrado) preso ao recipiente 150 torna lenta e estabiliza a descida do recipiente 150, que se separa do veículo de asa rotativa 1 a uma altitude menor. Como ilustração, o veículo de asa rotativa 1 é mostrado em escala e tem um comprimento de corpo 30 de cerca de 51 cm (24 pol), um diâmetro superior 31 de cerca de 5,7 cm (2,25 pol), um diâmetro de rotor 32 de cerca de 71 cm (28 pol) e um diâmetro de rotor inferior 33 de cerca de 61 cm (24 pol) ou menos. O módulo de reforçador 8 tem um comprimento 34 de cerca de 30 cm (12 pol). O primeiro rotor 3 e o segundo rotor 5 giram a cerca de 1 400 RPM em vôo de pairo e a cerca de ou acima de 2 000 RPM durante a subida vertical e manobras de alta velocidade.

Outra modalidade contemplada por esta revelação é adaptada para utilização com uma munição para avaliação de danos-alvo feitos pela munição. Conforme mostrado na Figura 23, o veículo 1 é adaptado para uso com a munição, mostrada ilustrativamente nos desenhos como uma bomba lançada pela gravidade 160. A bomba 160 é lançada de uma plataforma de lançamento, como uma aeronave, por exemplo. Em operação, a bomba lançada pela gravidade 160 transporta o veículo 1 até

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 40/50 as proximidades de um local-alvo, após o que o veículo 1 é liberado para separar-se da bomba 160, ilustrativamente retardado por meio de um pára-quedas de desaceleração auxiliar 162, ou ejetado da bomba 160 por um dispositivo atuado por carga explosiva, antes que a bomba 160 atinja seu alvo. O veículo 1 orbita ou paira na área-alvo perto do local de impacto, de modo a observar os danos da bomba, e transmite informações de vídeo e outras a um operador remoto (não mostrado). Este método de avaliação de danos causados pela munição é um aspecto da revelação que proporciona avaliações de dados de batalha imediatas sem exigir que a plataforma de lançamento permaneça na zona de ataque e reduz a necessidade de ataques subseqüentes contra o mesmo alvo ao mesmo tempo em que reduz ao mínimo o risco para os tripulantes.

Um aspecto da revelação é o tubo de núcleo oco não rotativo 40 ou coluna vertebral de viga cruciforme que pode, em algumas modalidades, duplicar-se como um condutor para fiação e encanamento. Um método ou sistema de montagem de componentes mecânicos e elétricos no núcleo ou coluna vertebral é descrito para facilitar a montagem de diversos UAVs de um kit de módulos básicos.

Outro aspecto é que cada um dos rotores 20, 22 do sistema coaxial da presente revelação é acionado por um ou mais motores elétricos separados e os motores são posicionados de modo a ficarem dispostos em lados opostos dos rotores, com a transmissão de energia para e entre os motores feita através de fiação elétrica (que passa através do núcleo oco) em lugar de eixos de transmissão, embreagens e en

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 41/50 grenagens mecânicos. Conjuntos de rotor compactos sustentam os rotores para rotação sem necessidade de eixos de transmissão coaxiais rotativos tradicionais.

Ainda outro aspecto é que um sistema de controle com chapa giratória circular e um ou mais motores elétricos são apresentados para cada rotor e são posicionados de modo a ficarem dispostos em lados opostos de cada rotor, simplificando-se assim as conexões mecânicas e elétricas necessárias para acionar e controlar os rotores. Módulos de rotor são apresentados para montar de maneira fácil e rápida sistemas de rotores no núcleo oco. Vários módulos de rotor e chapas giratórias circulares são controlados por um único grupo de servos alojados em um módulo.

Um aspecto adicional é que as lâminas de rotor dobráveis 148, 149 são de comprimento desigual. Na presente revelação, as lâminas dobráveis 148, 149 de comprimento desigual dos rotores contra-rotativos 3, 5 reduzem a probabilidade de as lâminas entrarem em contato umas com as outras à medida que se dobram a alta velocidade durante uma aterrissagem com colisão.

Outro aspecto da revelação é um método para aperfeiçoar a densidade de energia e potência em UAVs que podem incluir um módulo de reforçador 8, que é separável do veículo principal durante o vôo. Um módulo de reforçador 8 é apresentado para acionar o UAV durante uma primeira fase de vôo. No final da primeira fase de vôo, o módulo de reforçador decai, reduzindo assim o peso do UAV para funcionamento continuado em uma segunda fase de vôo. Em UAVs acionados

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 42/50 eletricamente, o módulo de potência pode compreender um pacote de baterias com ou sem superfície de içamento auxiliar, que é jogado fora durante o vôo depois que a energia de bateria for esgotada, ou cargas úteis específicas para uma 5 missão específica.

Claims

REIVINDICAÇÕES

1. Aeronave de asa rotativa (1), compreendendo:

uma estrutura formando uma espinha estrutural não rotativa (40) estendendo ao longo de um eixo de rotação (7), um primeiro sistema de rotor (3) acoplado à espinha estrutural não rotativa (40) na estrutura, o primeiro sistema de rotor (3) incluindo lâminas de primeiro rotor (20) suportadas por um primeiro eixo de rotor para rotação em torno de um eixo geométrico de rotação (7), um primeiro controlador de passo (56) acoplado à espinha estrutural não rotativa (40), e um primeiro motor (54) acoplado à espinha estrutural não rotativa (40),

CARACTERIZADA por um segundo sistema de rotor (5) acoplado à espinha estrutural não rotativa (40) na estrutura, o segundo sistema de rotor (5) incluindo lâminas de segundo rotor (22) suportadas por um segundo eixo de rotor para rotação em torno do eixo geométrico de rotação (7), um segundo controlador de passo (57) acoplado à espinha estrutural não rotativa (40), e um segundo motor (61) acoplado à espinha estrutural não rotativa (40), em que os primeiro eixo de rotor e segundo eixo de rotor são posicionados para ficar em relação axialmente espaçada um do outro ao longo do eixo geométrico de rotação (7), e

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 44/50 em que pelo menos um do primeiro e segundo controlador de passo (56, 57) inclui controle de passo cíclico das lâminas de rotor (20, 22).
2. Aeronave de asa rotativa (1), de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADA pelo fato de que as lâminas de primeiro rotor (20) são posicionadas para ficarem em relação espaçada das lâminas de segundo rotor (22) e os primeiro e segundo motores (54, 61) são posicionados para ficar em relação espaçada um do outro para localizar as lâminas de primeiro e segundo rotor (20, 22) entre os mesmos.
3. Aeronave de asa rotativa (1), de acordo com a reivindicação 2, CARACTERIZADA adicionalmente pelo fato de que compreende um primeiro módulo (2) e um segundo módulo (15), onde o primeiro sistema de rotor (3) é posicionado para ficar em relação espaçada do segundo sistema de rotor (5) e o primeiro módulo (2) e o segundo módulo (15) são posicionados para ficar em relação espaçada um do outro para localizar os primeiro e segundo sistemas de rotor (3, 5) entre os mesmos.
4. Aeronave de asa rotativa (1), de acordo com a reivindicação 2, CARACTERIZADA pelo fato de que o primeiro controlador de passo (56) e o segundo controlador de passo (57) compreendem um dispositivo de chapa de interior de tanque e um servo-dispositivo (58, 59), e são posicionados para ficarem adjacentes um do outro em relação espaçada entre as lâminas de primeiro e segundo rotor (20, 22).
5. Aeronave de asa rotativa (1), de acordo com a reivindicação 2, CARACTERIZADA pelo fato de que as lâminas

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 45/50 de primeiro rotor (20) são posicionadas para ficarem em relação espaçada das lâminas de segundo rotor (22) e o primeiro controlador de passo (56) e o segundo controlador de passo (57) são posicionados para ficarem em relação espaçada um do outro para localizar as lâminas de primeiro e segundo rotor (20, 22) entre os mesmos.
6. Aeronave de asa rotativa (1), de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADA pelo fato de que o primeiro motor (54) é posicionado para ficar em relação espaçada do segundo motor (61) e as lâminas de primeiro e segundo rotor (20, 22) são posicionadas para ficarem em relação espaçada umas das outras para localizar os primeiros e segundos motores (54, 61) entre as mesmas.
7. Aeronave de asa rotativa (1), de acordo com a reivindicação 6, CARACTERIZADA adicionalmente pelo fato de que compreende servo-atuadores (58, 59) e ligações (125, 126), onde o primeiro controlador de passo (56) e o segundo controlador (57) compartilham um conjunto comum de servos (58, 59) e ligações (125, 126) e são posicionados para ficarem em relação espaçada um do outro entre as lâminas do primeiro rotor (20) e as lâminas do segundo rotor (22).
8. Aeronave de asa rotativa (1), de acordo com a reivindicação 6, CARACTERIZADA adicionalmente pelo fato de que compreende um primeiro módulo (2) e um segundo módulo (15), onde o primeiro sistema de rotor (3) é posicionado para ficar em relação espaçada do segundo sistema de rotor (5) e o primeiro módulo (2) e o segundo módulo (15) são posicionados para ficar em relação espaçada um do outro para loca-

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 46/50 lizar os primeiro e segundo sistemas de rotor (3, 5) entre os mesmos.
9. Aeronave de asa rotativa (1), de acordo com a reivindicação 6, CARACTERIZADA adicionalmente pelo fato de que compreende um módulo de energia (13) acoplado à espinha estrutural não rotativa (40), em que a lâmina de primeiro rotor (20 são suportadas para rotação em torno de um eixo geométrico de rotação (7) em um primeiro plano de rotação de rotor, um do primeiro motor (54), segundo motor (61) e servo-atuadores (58, 59) são posicionados para ficar em um primeiro lado do primeiro plano de rotação do rotor, o módulo de energia (13) é posicionado para ficar em um segundo lado do primeiro plano de rotação do rotor, e energia do módulo de energia (13) é conduzida por meio de uma fiação elétrica (45) para um do primeiro motor (54), segundo motor (61) e servo-atuadores (58, 59) através da espinha estrutural nãorotativa (40).
10. Aeronave de asa rotativa (1), de acordo com a reivindicação 6, CARACTERIZADA pelo fato de que as lâminas de primeiro rotor (20) são posicionadas para ficarem em relação espaçada das lâminas do segundo rotor (22) e o primeiro controlador de passo (56) e o segundo controlador de passo (57) são posicionados para ficarem em relação espaçada um do outro para localizar as lâminas de primeiro e segundo rotor (20, 22) entre os mesmos.
11. Aeronave de asa rotativa (1), de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADA pelo fato de que o primeiro sistema de rotor é posicionado para ficar em relação espaça

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 47/50 da do segundo sistema de rotor e cada motor (54, 61) é posicionado para ficar em relação espaçada de seus controladores de passo (56, 57) associados para localizar suas lâminas de rotor (20, 22) associadas entre os mesmos.
12. Aeronave de asa rotativa (1), de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, CARACTERIZADA pelo fato de que compreende adicionalmente sistemas eletrônicos (55, 55'), e sinais de controle são conduzidos entre os sistemas eletrônicos (55, 55') e servo-atuadores (58, 59) por meio de um conduto eletrônico (174) percorrendo o interior da espinha estrutural não-rotativa (40).
13. Aeronave de asa rotativa (1), de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADA adicionalmente pelo fato de que compreende um módulo de energia (13) acoplado à espinha estrutural não rotativa (40), em que a lâmina de primeiro rotor (20 são suportadas para rotação em torno de um eixo geométrico de rotação (7) em um primeiro plano de rotação de rotor, um do primeiro motor (54), segundo motor (61) e servo-atuadores (58, 59) são posicionados para ficar em um primeiro lado do primeiro plano de rotação do rotor, o módulo de energia (13) é posicionado para ficar em um segundo lado do primeiro plano de rotação do rotor, e energia do módulo de energia (13) é conduzida por meio de uma fiação elétrica (45) para um do primeiro motor (54), segundo motor (61) e servo-atuadores (58, 59) através da espinha estrutural nãorotativa (40).
14. Aeronave, CARACTERIZADA pelo fato de compreender:

Petição 870190051561, de 31/05/2019, pág. 48/50 uma estrutura de vôo com asa rotativa de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores que suporta o vôo vertical em um modo de vôo vertical;

uma estrutura de vôo com asa fixa que suporta o vôo horizontal em um modo de vôo horizontal; e em que a aeronave é reconfigurável no vôo, a partir de um modo de vôo para outro modo de vôo, por alijamento da estrutura associada com o modo de vôo alternativo.
15. Aeronave, de acordo com a reivindicação 14, CARACTERIZADA pelo fato de que a aeronave inicia vôo em um modo de vôo horizontal com asa fixa e converte para um modo de vôo vertical com asa rotativa por alijamento da estrutura de vôo com asa fixa no vôo.
16. Método para transportar de forma precisa uma carga útil para um local remoto, o método sendo CARACTERIZADO pelo fato de compreender uma primeira etapa de desenvolver um veículo aéreo não-tripulado de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores em uma configuração de vôo horizontal de alta velocidade para atingir um local de destino, uma segunda etapa de alijar a estrutura de vôo horizontal do veículo aéreo não-tripulado e reconfigurar o veículo aéreo não-tripulado para vôo flutuante substancialmente vertical, e uma terceira etapa de voar em uma orientação vertical precisamente para transportar a carga útil.