ES2581931T3 - Aeronave - Google Patents

Abstract

Una aeronave que comprende un fuselaje de ala fija (1) equipada con un par de rotores contrarrotación (7) separados transversalmente de la aeronave para proporcionar empuje hacia adelante para el vuelo con sustentación por las alas; medios (8) para controlar el paso colectivo y cíclico de los álabes de dichos rotores; y medios (10, 11) por los cuales la aeronave puede estar parada en la tierra con la dirección de la cuerda de dicha ala y los ejes de rotación de dichos rotores que apuntan hacia arriba; de manera que la aeronave es capaz del despegue y aterrizaje vertical y el vuelo como un helicóptero bajo sustentación producida por dichos rotores, capaz de volar con sustentación por las alas bajo el empuje producido por dichos rotores, y capaz de la transición entre tales helicópteros y el vuelo con sustentación por las alas sin la inclinación de dicho ejes del rotor con relación a dicha ala o inclinación de dicha ala con relación a cualquier otros elementos de fuselaje si se proporcionan otros elementos de fuselaje; y en donde en la plataforma dicha ala comprende, a cada lado de su eje longitudinal, una sección interior (2) con un borde delantero inclinado hacia atrás y una sección exterior (3) con un borde delantero que se inclina hacia atrás menos que el borde delantero de la sección interior.

Description

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DESCRIPCION

Aeronave

La presente invencion se refiere a las aeronaves. La invencion se refiere mas particularmente (aunque no exclusivamente) a los vehnculos aereos no tripulados (UAV) y es en el contexto de las aeronaves de esta clase que la invencion se describira mas particularmente de aqu en adelante. Tales vehnculos pueden usarse principalmente por las fuerzas militares por ejemplo para la vigilancia aerea (o en el caso de las modalidades preferidas de la presente invencion tambien con base en tierra), de reconocimiento, de enlaces de comunicaciones o como de faenas, pero tambien pueden tener aplicaciones civiles tales como para el monitoreo de trafico vial, mapeo del terreno, fotograffas aereas, etcetera.

La patente de Estados Unidos 5,289,994 describe una aeronave de control remoto que transporta un equipo capaz de volar horizontal y verticalmente y que tiene una helice de paso variable convencional y un rotor de contrarrotacion convencional.

La patente de Estados Unidos 5,765,783 describe las aeronaves con alas que pueden lanzarse verticalmente y que pueden recuperarse que tienen un par de rotores montados en el ala media.

De acuerdo con un aspecto de la invencion se proporciona una aeronave de acuerdo con la reivindicacion 1.

Al proporcionar la seccion exterior con un borde delantero que se inclina hacia atras menos que el borde delantero de la seccion interior esta puede lograr una localizacion favorable del centro de gravedad con relacion al centro de elevacion para mayor estabilidad longitudinal en el vuelo con sustentacion por las alas. Ademas al montar los rotores en las secciones de las alas exteriores necesitan soporte solo una corta distancia por delante de los bordes delanteros de las secciones de holgura de seguridad en todos los discos del rotor (siempre y cuando los discos no se proyecten tambien en los espacios por delante de las secciones interiores inclinadas adyacentes respectivas), lo que minimiza de esta manera las cargas de torsion que se imponen en la estructura del ala y por consiguiente la resistencia y peso de la estructura requerida para soportar esas cargas. Mas particularmente los bordes delanteros de las secciones de las alas exteriores preferentemente solo se inclinan ligeramente hacia atras (digamos, no mas de 5 ° medidos a partir de un eje transversal) o sustancialmente no se inclinan.

Los bordes traseros de las secciones de las alas interiores tambien pueden inclinarse hacia atras, y pueden estar sustancialmente en el mismo angulo que los bordes delanteros de las secciones, mientras que los bordes traseros de las secciones de las alas exteriores pueden inclinarse hacia adelante.

En una modalidad preferida las aletas que actuan como superficies de estabilizacion vertical (en el sentido de vuelo con sustentacion por las alas avanzado) se disponen sustancialmente en las uniones respectivas entre las secciones interior y exterior del ala y los bordes de estas aletas, o estructura unida a estas aletas, pueden usarse como el tren de aterrizaje de la aeronave por el cual puede permanecer en tierra para el despegue y aterrizaje vertical.

Independientemente de la plataforma del ala particular, los rotores pueden montarse sustancialmente en las puntas respectivas del ala. Cuando el ala es de una plataforma como se describe anteriormente los rotores, por lo tanto, estan en una posicion optima para asegurarse de que sus discos permanezcan libres de las secciones de las alas interiores inclinadas hacia atras. En cualquier caso, sin embargo, al eliminar los rotores puede disponerse que la estela del rotor helicoidal tienda a contrarrestar el derrame habitual de aire de la superficie de alta presion a la de baja presion del ala en cada punta. Sustancialmente la totalidad del area de la region de la punta puede contribuir a elevar el vuelo con sustentacion por las alas, lo que significa, por lo tanto, que puede emplearse un ala mas corta y mas ligera lo que sena de cualquier otra manera el caso. Ademas el soplado de las regiones externas del ala de esta manera tiende a retrasar la perdida de sustentacion en la punta lo que mejora la estabilidad de la aeronave particularmente durante la transicion del vuelo con sustentacion por las alas al vuelo del helicoptero.

El fuselaje puede estar en la forma de un ala volante, es decir sin cola, ya sea con o sin un fuselaje o similar al cuerpo central. En cualquier caso puede proporcionarse un compartimiento central que se extiende hacia adelante del ala que aloja equipos sensoriales, de comunicaciones, de navegacion y/o de control.

Los rotores pueden energizarse por una fuente de electricidad a bordo, por ejemplo por batenas o celdas de combustible respectivas alojadas adyacentes al rotor respectivo.

De acuerdo con otro aspecto de la presente invencion, se proporciona un metodo de acuerdo con la reivindicacion 12.

De acuerdo con un aspecto adicional de la invencion, se proporciona un metodo de acuerdo con la reivindicacion 13.

Estos y otros aspectos y caractensticas de la presente invencion se describiran ahora mas particularmente, a manera de ejemplo, con referencia a los dibujos adjuntos, en los cuales:

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La Figura 1 es una vista en planta de un UAV de acuerdo con la invencion, cuando esta en vuelo con sustentacion por las alas avanzado;

La Figura 2 es una vista isometrica del vehnculo de la figura 1 desde mas abajo, cuando esta en vuelo con sustentacion por las alas avanzado;

La Figura 3 es una vista frontal del vehnculo de las figuras 1 y 2, cuando esta en vuelo con sustentacion por las alas avanzado; y

La Figura 4 es una vista lateral del vehnculo de las figuras 1 a 3, como si estuviera en tierra listo para el despegue o en un modo de "centinela" con base en tierra.

El vehnculo ilustrado es un UAV de despegue y aterrizaje vertical (VTOL) "sentado sobre la cola". Se comprende una denominada ala volante 1, que en este caso es una superficie sustentadora de perfil reflejo seleccionada para la alta eficiencia en vuelo de traslacion y para proporcionar una baja velocidad para el "vuelo sin rumbo definido". En la plataforma el ala tiene, a cada lado de su lmea central (eje longitudinal), una seccion interior 2, que se inclina hacia atras de manera que el centro de gravedad del vehnculo y el centro de sustentacion del ala 1 se localizan apropiadamente para mayor estabilidad longitudinal, y una seccion exterior mas recta, generalmente trapezoidal 3. En la modalidad ilustrada tanto los bordes delantero como trasero de las secciones de las alas interiores 2 se inclinan hacia atras en un angulo de aproximadamente 25 ° (cuando se mide a partir de un eje transversal), mientras que los bordes delanteros de las secciones de las alas exteriores 3 se inclinan hacia atras a solamente un angulo plano de alrededor de 2 ° y los bordes traseros de las secciones se inclinan hacia adelante en un angulo de aproximadamente 18 ° para la mayor parte, que se ahusa aun mas en las puntas. Un par de superficies de estabilizacion vertical (en el sentido de vuelo con sustentacion por las alas avanzado del vehnculo) en la forma de las aletas 4 se extienden hacia arriba desde el ala 1, en las uniones entre las secciones 2 y 3. En la modalidad ilustrada las secciones de las alas 3 se equipan con elevones convencionales 5 para el control de la inclinacion longitudinal y lateral durante el vuelo con sustentacion por las alas, y que tambien pueden funcionar como alerones para proporcionar sustentacion adicional a bajas velocidades aerodinamicas. Las aletas 4 tambien pueden equiparse con superficies de control convencionales (no se muestran) para el control de guinada durante el vuelo con sustentacion por las alas.

El ala 1 es de construccion ligera, que comprende predominantemente polipropileno (EPP) o espuma Elapor™, con una mezcla de madera de balsa y madera contrachapada y largueros compuestos reforzados con fibra de carbono tubular, y recubiertos de cinta de nailon reforzada.

Un compartimiento de la nariz 6 se extiende hacia adelante desde el vertice del ala 1 para alojar la carga util del vehnculo y otros equipos esenciales como mas particularmente se describe de aqu en adelante, y tambien contribuye a su estabilidad aerodinamica.

Para la propulsion de vuelo el vehnculo se equipa con un par de rotores de contrarrotacion 7 montados en las puntas del ala 1 en las cabezas de rotor del helicoptero en miniatura 8, que proporciona el control del paso de los alabes del rotor colectivo y cfclico de una manera conocida. Los rotores se accionan por motores electricos, alojados junto con controladores de velocidad asociada en las porciones de punta 3A de las secciones de las alas exteriores, y se energizan por ejemplo con batenas de polfmero de litio o celdas de combustible alojadas en los compartimientos adyacentes 9. En otra variante el ala 1 podna recubrirse con celulas fotovoltaicas para cargar las batenas a bordo mediante el uso de la energfa solar y de esta manera extender la resistencia operativa del vehnculo.

El posicionamiento de los rotores 7 en las puntas del ala significa que los discos del rotor (etiquetado 7A en las figuras 2 y 3) se mantienen alejados de las secciones de las alas interiores inclinadas hacia atras 2 y, junto con la inclinacion minima de los bordes delanteros de la seccion exterior, significa que los rotores solo necesitan soportarse una corta distancia por delante de los bordes delanteros para asegurarse de que sus discos esten libres de todo el ala, lo que minimiza de esta manera las cargas de torsion que se imponen en la estructura del ala y por consiguiente, la resistencia y el peso de la estructura necesaria para soportar esas cargas. Ademas al girar los rotores en estas posiciones en las direcciones indicadas en las Figuras 2 y 3 - es decir en sentido contrario a las manecillas del reloj para el rotor de estribor y en el sentido de las manecillas del reloj para el rotor de babor como se ve desde el frente del vehnculo en vuelo con sustentacion por las alas - la estela del rotor helicoidal en cada punta tiende a contrarrestar el derrame habitual de aire desde la superficie de alta presion (inferior) a la superficie de baja presion (superior) del ala en las puntas. Sustancialmente la totalidad del area de la region de la punta puede contribuir a elevar en vuelo con sustentacion por las alas, lo que significa que un ala mas corta y mas ligera puede emplearse lo que sena de cualquier otra manera el caso.

Las varillas 10 y 11 por ejemplo de compuesto reforzado con fibra de carbono se extienden en las direcciones opuestas de las aletas 4 para definir un par de patas de aterrizaje por las cuales el vehnculo puede estar parado en la tierra con la direccion de la cuerda del ala 1 y los ejes de rotacion de los rotores 7 apuntando hacia arriba, como en la figura 4. El vehnculo puede despegar y aterrizar verticalmente desde/hasta esta condicion bajo la fuerza elevadora de los rotores 7 y volarse como un helicoptero de doble rotor principal, que incluye la capacidad de permanecer en vuelo estacionario de manera estable sobre un area objetivo espedfica, con el control de vuelo que se efectua por la variacion de los pasos

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de alabe del rotor tanto colectiva como dclicamente de manera conocida. Los elevones 5 tambien pueden emplearse para el control de guinada adicional durante el funcionamiento en el modo helicoptero (guinada correspondiente a una rotacion alrededor de la lmea central del vetuculo en este modo). Con el fin de viajar cualquier distancia significativa, sin embargo, el vetuculo pasara a vuelo con sustentacion por las alas avanzado convencional, con los rotores 7 que actuan entonces como helices para proporcionar empuje hacia adelante, - este modo que es sustancialmente mas eficiente que el modo helicoptero en terminos de cobertura del terreno y de utilizacion de energfa - pasar de nuevo al modo helicoptero con los rotores que proporcionan elevacion controlada (ya sea alimentado o por autorotacion) cuando se requiera el aterrizaje. Estas y otras maniobras de vuelo pueden estar bajo el control de un modulo de piloto automatico a bordo, con un GPS y sistema de navegacion inercial asociados, todo ello alojado en el compartimiento 6, al cual las altitudes, coordenadas geograficas y otros parametros de mision especificados se alimentan por un enlace de telemetna.

Para hacer la transicion de modo helicoptero a modo con sustentacion por las alas el vetuculo puede hacerse volar en modo helicoptero como si fuera a la derecha como se ve en la figura 4 y, posiblemente, tambien con un componente hacia arriba, apreciandose que el control del paso de alabe del rotor cfclico se ajustara para inclinar el plano del rotor y todo el fuselaje hacia la derecha en el sentido de que la figura logre tal movimiento, y con el resultado de que el ala 1 se coloque de manera efectiva en un gran angulo de incidencia de la corriente de aire relativa. La aplicacion de todo el control del paso "hacia abajo" (en el sentido de vuelo con sustentacion por las alas) en esta condicion elevara el borde trasero del ala y la transicion a la que se producira el vuelo con sustentacion por las alas, acompanado por la desaceleracion de los rotores 7 a un menor ajuste de la potencia adecuada para el vuelo con sustentacion por las alas.

Para hacer la transicion desde el modo con sustentacion por las alas hacia atras al modo helicoptero todo el control del paso "hacia arriba" se aplicara durante el vuelo de traslacion y la gravedad permitira girar el fuselaje en la posicion "sentado sobre la cola" en la cual se reanuda el modo helicoptero, acompanada por la aceleracion de los rotores 7 para mayor ajuste de energfa requerido para el vuelo del helicoptero. A este respecto, en virtud de la estela del rotor que fluye sobre las regiones fuera de borda de las alas son las ultimas para la perdida de sustentacion a medida que el vehfculo se aproxima a la transicion y en consecuencia no hay ninguna tendencia para que una punta caiga durante esta maniobra.

Cabe senalar que los ejes del rotor permanecen en una posicion fija con relacion al resto del fuselaje a traves de la totalidad envolvente de vuelo con este vehfculo, a diferencia de los tipos de "rotor basculante" o tipos de "ala basculante" en los que las transiciones entre el vuelo de helicoptero y el vuelo con sustentacion por las alas se logra por la inclinacion de los rotores, o los rotores y el ala, con relacion al resto del fuselaje, y se evita de esta manera la complejidad adicional, el costo y peso de los mecanismos necesarios para lograr la transicion con esos tipos.

Como se indico anteriormente la carga util del vehfculo se alojara en el compartimiento 6, y puede incluir camaras opticas y/o termicas y el software de procesamiento de imagen asociado y/u otros dispositivos sensoriales segun se requiera por cualquier mision en particular. Estos pueden montarse para "mirar hacia abajo" del vehfculo cuando se usan para la observacion desde el suelo en el vuelo de traslacion, pero se equipara con un montaje cardanico en la nariz del compartimiento con el fin de posicionarse en la elevacion mas alta disponible y que sea capaz de orientarse en cualquier direccion deseada cuando el vehfculo aterrice para que actue como un "centinela" de tierra en la orientacion indicada en la figura 4. A este ultimo respecto una mision tfpica puede comprender las etapas de: -

1. despegue vertical desde un puesto de mando u otra localizacion segura;

2. transicion a vuelo con sustentacion por las alas;

3. cuando se alcanza una localizacion del objetivo el UAV identificara un area de interes mediante el uso de su conjunto de sensores a bordo;

4. transicion hacia atras en vuelo y aterrizaje vertical en la localizacion remota deseada;

5. el UAV entra entonces en un modo de baja energfa y esencialmente se convierte en un "centinela" con base en tierra remoto mediante el uso de sus sensores para recoger informacion sobre las areas circundantes - esto puede ser de maniobra continua o independiente por los detectores de movimiento a bordo;

6. el UAV puede permanecer en estacion en este modo durante un penodo prolongado hasta que la mision se complete;

7. el UAV luego arranca y regresa a una localizacion designada para aterrizar verticalmente con precision y un mmimo de peligro para el personal de recuperacion, pasar de nuevo a/desde el vuelo con sustentacion por las alas entre las fases de despegue y aterrizaje.

Mientras que en el modo de "centinela", el vehuculo tambien puede detectar el abordaje del personal por ejemplo mediante el uso de un sistema basado en infrarrojos o basado en ultrasonidos pasivos, y programarse para despegar y volver a la base (u otra localizacion designada) si se aproximo, para evitar el riesgo de la captura o destruccion del vetuculo. Este sensor tambien puede doblar como un sensor de proximidad al terreno usado en el vuelo para evitar el riesgo de impacto en la tierra y para garantizar que el vehfculo este a una altura segura para realizar ciertas maniobras.

Una modalidad de un vehfculo construido como se describio en la presente descripcion puede tener una envergadura de alrededor de 2 m y un peso total de alrededor de 3 kg que incluye una carga util de 500 g.

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La presencia de las cabezas de rotor del helicoptero 8 con control del paso de alabe dclico y colectivo tiene varias implicaciones utiles tambien para el modo de vuelo con sustentacion por las alas de un vetuculo de acuerdo con la invencion. En primer lugar, con el fin de fabricar los rotores lo mas eficientes posible durante el vuelo con sustentacion por las alas las cabezas de rotor pueden usar control colectivo para que coincida apropiadamente con el paso de los alabes a la velocidad aerodinamica. En segundo lugar, para el control de guinada durante el control del paso colectivo diferencial de vuelo con sustentacion por las alas a traves de los dos rotores para producir empuje diferencial puede usarse en lugar de las superficies de control de las aletas 4. En tercer lugar, puede lograrse una mayor reduccion en el peso y la complejidad del vetuculo mediante el uso de control del paso de alabe dclico para reemplazar los elevones 5 para el control de la inclinacion longitudinal y lateral del fuselaje, durante el vuelo con sustentacion por las alas. Es decir para el control del paso aerotransportado los alabes se controlan dclicamente para producir una mayor proporcion de empuje en la mitad superior del disco del rotor que en la mitad inferior, o viceversa, y generar momentos de cabeceo correspondientes. Para el control de la inclinacion lateral se aplica el mismo control dclico a excepcion de manera diferencial a traves de los dos rotores para aplicar un momento de picada en una punta del ala y un momento de ascenso en el otro.

Otra sinergia util que surge de la capacidad del vetuculo para producir la elevacion tanto de los rotores 7 como el ala 1 es como sigue. Mientras los helicopteros de dos rotores principales se vuelan convencionalmente hacia adelante en un arreglo en tandem, es decir en una direccion donde uno rotor grna y el otro sigue, el modo preferible de vuelo del helicoptero "hacia adelante" para un vetuculo de acuerdo con la invencion es perpendicular a la direccion, espedficamente hacia la derecha como se ve en la figura 4 con la direccion de envergadura del ala 1 generalmente normal al flujo de aire relativo e inclinado en un relativamente gran angulo de incidencia para el uso del control del paso de alabe de rotor dclico. El ala por lo tanto producira cierta elevacion con un componente en la direccion vertical bajo estas condiciones, lo que contribuye de esta manera a la elevacion requerida para mantener el vetuculo en el aire incluso durante el modo helicoptero, lo que reduce por lo tanto la energfa requerida para los rotores y la conservacion del suministro de energfa del vetuculo. De manera similar durante el vuelo estacionario en condiciones de viento el vetuculo puede maniobrarse por los rotores para volar en el viento en esta postura a una velocidad adaptada para permanecer en estacion por encima de una posicion fija a tierra, con un componente de sustentacion generado por el ala para ayudar a la elevacion de los rotores.

Se apreciara que para el vetuculo descrito en la presente descripcion todos los componentes electricos y electronicos necesarios para su propulsion, control, navegacion y comunicaciones, junto con su carga util sensorial, se conglomeran en solo tres localizaciones, espedficamente el compartimiento 6 y las dos regiones de la punta del ala. Un unico mazo de cables respectivo se extiende a traves de la estructura del ala de cada punta al compartimiento 6. Este arreglo confiere un grado sustancial de proteccion al funcionamiento confinado del vetuculo bajo el fuego de armas, ya que solo un pequeno porcentaje del fuselaje aloja componentes vulnerables. La mayor parte de su area superficial se representa por el nucleo de espuma y el revestimiento de nailon del ala 1 y esta forma de construccion en sf ha demostrado ser capaz de resistir los disparos de armas; la tendencia es que las balas pasen directamente a traves del material con poca interrupcion y para que el material se autoselle eficazmente.

El diseno del vetuculo tambien se presta en sf a una forma modular de construccion con cada uno de los compartimientos de la nariz 6, secciones de las alas 2 y 3 y las aletas 4 que son separables y reemplazables, con conectores electricos apropiados que se proporcionan entre los componentes 6, 2 y 3. Las porciones de punta 3A de las secciones de las alas 3 que portan las unidades de propulsion pueden ser de manera similar separables y reemplazables con respecto al resto de las secciones de las alas.

Claims (13)

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   Reivindicaciones

   1. Una aeronave que comprende un fuselaje de ala fija (1) equipada con un par de rotores contrarrotacion (7) separados transversalmente de la aeronave para proporcionar empuje hacia adelante para el vuelo con sustentacion por las alas; medios (8) para controlar el paso colectivo y dclico de los alabes de dichos rotores; y medios (10, 11) por los cuales la aeronave puede estar parada en la tierra con la direccion de la cuerda de dicha ala y los ejes de rotacion de dichos rotores que apuntan hacia arriba; de manera que la aeronave es capaz del despegue y aterrizaje vertical y el vuelo como un helicoptero bajo sustentacion producida por dichos rotores, capaz de volar con sustentacion por las alas bajo el empuje producido por dichos rotores, y capaz de la transicion entre tales helicopteros y el vuelo con sustentacion por las alas sin la inclinacion de dicho ejes del rotor con relacion a dicha ala o inclinacion de dicha ala con relacion a cualquier otros elementos de fuselaje si se proporcionan otros elementos de fuselaje; y en donde en la plataforma dicha ala comprende, a cada lado de su eje longitudinal, una seccion interior (2) con un borde delantero inclinado hacia atras y una seccion exterior (3) con un borde delantero que se inclina hacia atras menos que el borde delantero de la seccion interior.
2. 2. Una aeronave de acuerdo con la reivindicacion 1 en donde los bordes delanteros de dichas secciones exteriores se inclinan hacia atras en menos de 5 ° o sustancialmente no se inclinan.
3. 3. Una aeronave de acuerdo con cualquier reivindicacion anterior en donde los bordes traseros de dichas secciones interiores se inclinan hacia atras.
4. 4. Una aeronave de acuerdo con la reivindicacion 3 en donde los angulos de flecha de los bordes delantero y trasero de dichas secciones interiores son sustancialmente los mismos.
5. 5. Una aeronave de acuerdo con cualquier reivindicacion anterior en donde los bordes traseros de dichas secciones exteriores se inclinan hacia adelante.
6. 6. Una aeronave de acuerdo con cualquier reivindicacion anterior que comprende las aletas de estabilizacion (4) dispuestas sustancialmente en las uniones respectivas entre dichas secciones interior y exterior de dicha ala.
7. 7. Una aeronave de acuerdo con la reivindicacion 6 en donde dichos medios por los cuales la aeronave puede estar parada en la tierra comprenden o se acoplan a dichas aletas.
8. 8. Una aeronave de acuerdo con cualquier reivindicacion anterior en donde los discos (7A) de dichos rotores no se proyectan sustancialmente en los espacios por delante de las secciones interiores adyacentes respectivas de dicha ala.
9. 9. Una aeronave de acuerdo con la reivindicacion 8 en donde los discos (7A) de los rotores permanecen libres de las secciones interiores de dicha ala.
10. 10. Una aeronave de acuerdo con cualquier reivindicacion anterior que comprende un compartimiento central (6) que se extiende hacia adelante desde dicha ala y que aloja los equipos de comunicaciones sensoriales, de navegacion y/o de control.
11. 11. Una aeronave de acuerdo con cualquier reivindicacion anterior en donde dichos rotores se accionan por batenas electricas respectivas o celdas de combustible alojadas adyacentes al rotor respectivo.
12. 12. Un metodo para controlar de la inclinacion lateral para una aeronave de ala fija, dicha aeronave que se equipa con un par de rotores (7) separados transversalmente de la aeronave para proporcionar empuje hacia adelante para el vuelo con sustentacion por las alas y los medios (8) para controlar al menos el paso cfclico de los alabes de dichos rotores; en donde la aeronave se controla en la inclinacion lateral mediante el control del paso de dichas alabes del rotor dclicamente para producir empuje diferencial entre los sectores superior e inferior de los discos del rotor (7A) en sentidos opuestos entre dichos rotores; y en donde en plataforma dicha ala comprende, a cada lado de su eje longitudinal, una seccion interior (2) con un borde delantero inclinado hacia atras y una seccion exterior (3) con un borde delantero que se inclina hacia atras menos que el borde delantero de la seccion interior.
13. 13. Un metodo para controlar una aeronave que vuela sobre una posicion fija en el viento, dicha aeronave que comprende un fuselaje de ala fija (1) equipado con un par de rotores contrarrotatorios (7) separados transversalmente de la aeronave para proporcionar el empuje de avance para el vuelo con sustentacion por las alas y los medios (8) para controlar el paso colectivo y cfclico de los alabes de dichos rotores, de manera que la aeronave sea capaz tanto de volar como un helicoptero bajo sustentacion producida por dichos rotores como de volar con sustentacion por las alas bajo el empuje producido por dichos rotores; el metodo que comprende orientar la aeronave en vuelo del helicoptero con la direccion de envergadura del ala fija generalmente normal al viento y la aeronave inclinada hacia el viento por el control cfclico del paso de dichos alabes de manera que dicha ala este en un gran angulo de incidencia al flujo del viento y generar un componente de sustentacion para

    5 14.

    ayudar a la elevacion de dichos rotores; y en donde en plataforma dicha ala comprende, a cada lado de su eje longitudinal, una seccion interior (2) con un borde delantero inclinado hacia atras y una seccion exterior (3) con un borde delantero que se inclina hacia atras menos que el borde delantero de la seccion interior.

    Un metodo de acuerdo con la reivindicacion 12 o 13 en donde dicha aeronave esta de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11.