ES2896199T3 - Vehículo aéreo con múltiples rotores - Google Patents

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ES2896199T3 ES15854629T ES15854629T ES2896199T3 ES 2896199 T3 ES2896199 T3 ES 2896199T3 ES 15854629 T ES15854629 T ES 15854629T ES 15854629 T ES15854629 T ES 15854629T ES 2896199 T3 ES2896199 T3 ES 2896199T3
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Abstract

Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1" 1''', 1"", 1''''', 1""") que comprende, al menos, un primer, segundo y tercer rotor (10, 20, 30 ), cada uno que se puede girar por un primer segundo y tercer motor hidráulico (11, 21, 31) dedicado, al menos una unidad de potencia (2), al menos una primera, segunda y tercera bomba hidráulica (12, 22, 32) dedicada al respectivo primer, segundo y tercer motor hidráulico (11, 21, 31), en donde cada bomba hidráulica (12, 22, 32) está dispuesta para proporcionar fluido presurizado a cada motor hidráulico (11, 21, 31) para accionar el motor hidráulico (11, 21, 31) y por ello girar el respectivo rotor (10, 20, 30), una unidad de control (6) para controlar la operación del vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1", 1''', 1"", 1''''', 1"""), en donde el control del vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1", 1''', 1"", 1''''', 1""") se dispone para ser realizado alterando el flujo de fluido presurizado distribuido a cada respectivo motor hidráulico (11, 21, 31), en donde las bombas hidráulicas (12, 22, 32, 42) están dispuestas en un único eje de salida (3) de la unidad de potencia (2), y el flujo de fluido presurizado proporcionado a cada motor hidráulico (11, 21, 31) es controlable individualmente por medio de al menos una válvula de control (13, 23, 33) configurada para controlar el flujo de fluido presurizado desde cada bomba hidráulica (12, 22, 32) a su motor hidráulico (11, 21, 31) dedicado.

Description

DESCRIPCIÓN
Vehículo aéreo con múltiples rotores
La presente invención se refiere a un vehículo aéreo con múltiples rotores.
Antecedentes
Los vehículos aéreos con múltiples rotores se han conocido desde hace mucho tiempo. Recientemente han llegado a ser muy populares a medida que se han desarrollado sistemas de control para el más común de estos vehículos, el cuadricóptero. El cuadricóptero que se conoce usa cuatro motores eléctricos accionados por una batería. El control de los motores eléctricos es muy preciso y de este modo los cuadricópteros conocidos muestran un vuelo muy estable. Se usan comúnmente como plataformas fotográficas que llevan una cámara, u otros usos donde se desea una plataforma de vuelo estable.
Tal cuadricóptero se conoce a partir del documento WO 2014/108459 A1 que trata de la eficiencia energética y el uso de motores eléctricos.
Otro documento US 4456 430 trata de naves de rotores en general y está dirigido a permitir el giro libre de los rotores por razones de seguridad. El documento trata de hélices de paso variable, que no es un concepto para cuadricópteros en general.
Otro ejemplo más de un vehículo aéreo con múltiples rotores se trata en el documento US 4173321 A.
Compendio de la invención
El cuadricóptero conocido usa una batería como fuente de energía. Desafortunadamente, la fuente de energía es de aguante limitado e incluso aunque funciona bien, el cuadricóptero habitual solamente puede actuar con un aguante típico de 15-20 minutos. Si se aumenta la capacidad de la batería se reduce la carga útil del vehículo. Para su uso durante eventos deportivos existe el deseo de aumentar considerablemente el aguante. No obstante, también hay un deseo de transportar incluso más carga útil que los cuadricópteros conocidos. Por ejemplo, es de interés que se usen cámaras más grandes cuando se desea fotografiar a una distancia en particular en condiciones de poca luz. También se requieren cargas útiles más grandes cuando se han de considerar otros usos del concepto, donde hay una necesidad de transportar equipos más pesados. De este modo, es un deseo proporcionar un cuadricóptero que proporcione un aguante considerablemente más largo y que, al mismo tiempo, pueda transportar más carga útil. En general, esto se realizaría aumentando la potencia del motor de los motores eléctricos y aumentando la capacidad de la batería. Se han hecho varios intentos para incorporar las ventajas de los motores de combustión en diseños de cuatro rotores simplemente colocando un motor de combustión en cada hélice. Esto ha resultado infructuoso debido al hecho de que el control del acelerador de un motor de combustión normalmente es lento y falto de respuesta, un cuadricóptero requiere un control de revoluciones por minuto muy preciso de los rotores con el fin de funcionar correctamente.
La invención se define mediante la reivindicación independiente 1 y las realizaciones preferidas se presentan por las reivindicaciones dependientes.
Al menos uno de los problemas de la técnica anterior se resuelve mediante la presente invención que es un vehículo aéreo con múltiples rotores que comprende, al menos un primer, segundo y tercer rotor, cada uno que se puede girar por un primer segundo y tercer motor hidráulico dedicado, al menos uno unidad de potencia, al menos una primera, segunda y tercera bomba hidráulica dedicada al respectivo primer, segundo y tercer motor hidráulico, en donde cada bomba hidráulica está dispuesta para proporcionar fluido presurizado a cada motor hidráulico para accionar el motor hidráulico y por ello hacer girar el rotor respectivo, una unidad de control para controlar la operación del vehículo aéreo con múltiples rotores, en donde el control del vehículo aéreo con múltiples rotores se dispone para ser realizado alterando el flujo de fluido presurizado distribuido a cada motor hidráulico respectivo, en donde el flujo de fluido presurizado proporcionado a cada motor hidráulico es controlable individualmente por medio de al menos una válvula de control configurada para controlar el flujo de fluido presurizado desde cada bomba hidráulica a su motor hidráulico dedicado.
La ventaja del vehículo aéreo con múltiples rotores anterior es que es posible lograr un vehículo aéreo con múltiples rotores que funcione particularmente bien. Y además es que la purga de presión genera una cantidad sustancial menos de calor que restringiendo la presión. Haciéndolo así, se puede reducir el tamaño del enfriador de líquido y se puede reducir el volumen de fluido. Y también el enfriador de fluido se puede combinar con un vaso de expansión del circuito hidráulico. El vehículo anterior es particularmente sencillo de construir y se pueden usar componentes estándar con pequeñas modificaciones. Y también no usando motores eléctricos se puede prolongar el aguante. En un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, se comprende además una unidad de transmisión/recepción para recibir comandos de control remoto del vehículo aéreo con múltiples rotores.
La ventaja de esto es que el vehículo aéreo con múltiples rotores puede ser un UAV. De este modo, el UAV se puede controlar desde una distancia y, de este modo, ser capaz de entrar en áreas que pueden ser peligrosas para cualquier vehículo tripulado.
En un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, la al menos una unidad de potencia usa un carburante combustible.
La ventaja de esto es que el carburante combustible tiene una densidad de energía mayor que las fuentes de energía alternativas usadas en los vehículos aéreos con múltiples rotores modernos, tales como baterías.
En un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, el carburante se proporciona a la unidad de potencia desde un suministro de carburante que está comprendido en el vehículo aéreo con múltiples rotores.
La ventaja de esto es que el vehículo aéreo con múltiples rotores puede operar sin ninguna conexión física a tierra. En un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, el carburante usado por la unidad de potencia se suministra desde un suministro de carburante externo, preferiblemente el suministro externo está situado en tierra, y el carburante se suministra a través de una línea de carburante a través del bombeo desde tierra hacia arriba.
La ventaja de esto es que el aguante se puede extender considerablemente y también la carga útil se puede aumentar también en la medida que no se necesita ningún suministro de carburante interno o uno muy pequeño. Y tampoco hay necesidad de vehículos de repostaje aéreo complejos si el suministro de carburante externo está situado en tierra.
En un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, la al menos una unidad de potencia es una turbina de gas.
La ventaja de usar una turbina de gas es que son muy fiables. Otra ventaja es que es posible usar una multitud de carburantes. Una turbina de gas tiene una relación potencia a peso muy alta, bajas vibraciones, bajo peso y la capacidad de funcionar con carburante pesado.
En un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, se dota además con al menos una unidad giroscópica asociada con la unidad de control, en donde la unidad de control por la entrada recibida de la al menos una unidad giroscópica es capaz de controlar el vehículo aéreo con múltiples rotores independientemente de una manera estable.
La ventaja de esto es que el control del vehículo aéreo con múltiples rotores se simplifica considerablemente. Y, además, una persona menos capacitada puede operar el vehículo aéreo con múltiples rotores, sin ningún entrenamiento particular.
En un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, cada bomba hidráulica tiene una línea de alimentación para cada motor hidráulico dedicado, y que a través del control de una válvula de control dedicada en cada línea de alimentación, se controla el flujo de fluido a cada motor hidráulico, en donde la válvula de control está asociada con la unidad de control, estando dispuesta cada válvula de control para purgar el flujo de fluido de la línea de alimentación respectiva.
La ventaja de esto es que el control es particularmente simple en la medida que cada una de las válvulas se puede controlar independientemente de una manera precisa y exacta. También es favorable en términos de calor producido, en comparación con otros modos de control.
En un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, el vehículo aéreo con múltiples rotores tiene cuatro rotores y cada rotor, se acciona y controla según cualquiera de los rotores descritos, en cualquiera de las reivindicaciones anteriores.
La ventaja de esto es que proporciona un vehículo aéreo con múltiples rotores muy estable y fácil de configurar. En un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores de lo anterior cada motor hidráulico y cada rotor se colocan en un brazo separado.
Esto tiene la ventaja de que ajustando la longitud del brazo se puede lograr un control diferente del vehículo aéreo con múltiples rotores, alterando el brazo de palanca de la carga aerodinámica de los rotores. También tiene la ventaja de que hay un aumento de la modularidad del vehículo aéreo con múltiples rotores. Los brazos se pueden desconectar fácilmente. De este modo, el vehículo aéreo con múltiples rotores se puede desmontar para su transporte quitando los brazos incluyendo los rotores y motores hidráulicos. También da más posibilidades para un mantenimiento más fácil, en la medida que un brazo, rotor y motor hidráulico dañados se pueden cambiar fácilmente sustituyendo el paquete hidráulico de rotor del brazo.
En un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, los rotores están asociados en pares de manera que dos o cuatro de los rotores tengan el mismo tamaño y configuración.
La ventaja de esto es que se puede lograr una simple reutilización de componentes cuando se diseña el vehículo aéreo con múltiples rotores.
En un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, el sentido de giro del rotor respectivo, está dispuesto de manera que es posible lograr un movimiento de giro nulo del vehículo aéreo con múltiples rotores.
La ventaja de esto es que no hay necesidad de ningún rotor que no se use con propósitos de elevación. Esto es lo contrario de, por ejemplo, un helicóptero.
En un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, el eje de giro del rotor respectivo, y el motor hidráulico, es coaxial.
La ventaja de esto es que la construcción mecánica del vehículo aéreo con múltiples rotores es muy simple en comparación, por ejemplo, con un helicóptero tradicional, que necesita una placa oscilante compleja con el fin de operar. Esto tiene la ventaja de que la construcción también es más fácil de mantener. También hay una ventaja de esto en que los rotores usados pueden ser de una configuración estándar y no necesitan ninguna ventaja particular. Y una ventaja adicional es que el peso del vehículo aéreo con múltiples rotores se puede hacer amante en comparación con un sistema más complejo.
En una realización adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, al menos uno de los rotores se puede inclinar.
Esto es una ventaja particular si se desea un aumento de velocidad en una dirección particular del vehículo aéreo con múltiples rotores.
En un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, comprende un depósito de carburante que se puede sellar automáticamente.
La ventaja de esto es que si el depósito de carburante se daña por un objeto externo el carburante no se derramará en una cantidad extensa, y también se reduce considerablemente el riesgo de incendio.
En una realización adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, se comprenden además alas fijas para añadir sustentación cuando el vehículo aéreo con múltiples rotores, está moviéndose hacia delante en un medio fluido.
La ventaja de esto es que el vehículo aéreo con múltiples rotores será capaz de funcionar con un aguante muy aumentado y también con un aumento de alcance.
En un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, todas de dichas al menos tres bombas hidráulicas reciben la misma entrada de giro.
La ventaja de esto es que todas las bombas hidráulicas reciben exactamente la misma cantidad de entrada de giro de la unidad de potencia. Esto hace el control del flujo de fluido a cada motor hidráulico particularmente fácil en la medida que la salida de flujo de fluido hidráulico de cada bomba hidráulica será la misma, en todo momento.
En un desarrollo adicional de vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, la unidad de potencia transfiere la potencia a la respectiva bomba hidráulica a través de un engranaje, de manera que cada bomba hidráulica reciba la misma entrada de giro.
La ventaja de usar un engranaje es que la salida de giro de la unidad de potencia se puede alterar de manera que esté en línea con la entrada de giro deseada para las bombas hidráulicas. Esto, a su vez, conducirá a un vehículo aéreo con múltiples rotores más eficiente. El engranaje significará que habrá que transportar una carga extra.
Según la invención, las bombas hidráulicas están dispuestas en un único eje de salida de la unidad de potencia. Esta es una forma particularmente fácil de proporcionar exactamente la misma salida de giro a cada bomba hidráulica. Este control mecánico de la sincronización de las bombas hidráulicas es particularmente ligero y proporciona un control a prueba de fallos de la sincronización de las bombas hidráulicas.
Según un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, el vehículo aéreo con múltiples rotores tiene al menos cinco rotores, y cada rotor se acciona y controla según cualquiera de los rotores descritos en cualquiera de lo anterior.
Proporcionar más rotores proporciona un vuelo estable y si un rotor o motor hidráulico fallan, todavía es posible hacer funcionar el vehículo aéreo con múltiples rotores. El número no se debería interpretar como limitado, ya que cinco, seis y más rotores dan incluso más posibilidades de controlar el vuelo.
Según un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores que no cae dentro del alcance de las reivindicaciones, en donde comprende una unidad de potencia dedicada para cada bomba hidráulica, y en donde las unidades de potencia dedicadas están sincronizadas por la unidad de control de manera que cada bomba hidráulica reciba la misma entrada de giro.
Este es un desarrollo alternativo que hará más pesado el vehículo aéreo con múltiples rotores. Usando unidades de potencia más pequeñas y sincronizándolas por la unidad de control, hay más posibilidades de adaptación, con respecto a elevación y desequilibrios del vehículo aéreo con múltiples rotores.
Según un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, en donde los rotores tienen un paso fijo.
La ventaja de esto es que el rotor es particularmente simple. El rotor también puede ser muy rentable de fabricar. Y el rotor es muy robusto.
Según un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior cuando sea aplicable, en donde los rotores tienen un paso que se puede ajustar manualmente cuando el vehículo aéreo con múltiples rotores no está en operación.
La ventaja de esto es que los rotores se pueden ajustar por razones que comprenden las condiciones operativas. Eso podría ser diferente humedad del aire, temperatura del aire o altura de operación.
Según un desarrollo adicional del vehículo aéreo con múltiples rotores según lo anterior, en donde los rotores tienen un paso ajustable en vuelo.
La ventaja de esto es que el ajuste del paso se puede hacer muy rápidamente.
Lista de dibujos
La Figura 1 describe una realización de un vehículo aéreo con múltiples rotores según la invención.
La Figura 2 describe una realización de un vehículo aéreo con múltiples rotores según la invención con tres rotores. La Figura 3 describe una realización de un vehículo aéreo con múltiples rotores según la invención con cuatro rotores.
La Figura 4 describe en detalle el diseño de una sección del vehículo aéreo con múltiples rotores según la invención. La Figura 5 describe una realización de la presente invención sin suministro de carburante interno o uno muy pequeño.
La Figura 6 describe una realización de la presente invención, además con los rotores que también están dotados con alas fijas con el fin de proporcionar sustentación en vuelo hacia adelante.
La Figura 7 describe la realización de la Figura 5 en operación.
La Figura 8 describe una realización de un vehículo aéreo con múltiples rotores según la invención con un engranaje proporcionado antes de las bombas hidráulicas.
La Figura 9 describe un ejemplo de un vehículo aéreo con múltiples rotores que no cae dentro del alcance de la presente invención que comprende un engranaje proporcionado antes de las bombas hidráulicas.
La Figura 10 describe un ejemplo de un vehículo aéreo con múltiples rotores que no cae dentro del alcance de la presente invención donde cada bomba hidráulica está dotada con una unidad de potencia.
Descripción detallada
Según esta solicitud de patente, se usan las siguientes definiciones:
Vehículo aéreo con múltiples rotores: Un vehículo aéreo que puede despegar y aterrizar verticalmente que no tiene necesidad de un rotor específico que impide un movimiento de rotación. Además, el vehículo aéreo con múltiples rotores no comprende una placa oscilante de helicóptero en el eje del rotor. De este modo, los rotores no deberían ser capaces de alterar el plano del rotor con respecto al eje de giro del motor que acciona el rotor. Esto significa que los rotores son generalmente comparables a una hélice de un avión normal. De este modo, un vehículo aéreo con múltiples rotores en esencial según la presente invención debería ser capaz de flotar, aterrizar y despegar verticalmente. El número de rotores no se limita a las realizaciones descritas a continuación. Se debería entender que el número de rotores puede ser de tres a cualquier número deseado, siendo el más preferido cuatro rotores. El rotor en el contexto de la presente comprende hélices, rotores de diferente configuración de palas y también rotores de tipo ventilador.
Rotor de paso fijo: El rotor no puede alterar el paso del ala del rotor respectiva, es decir, la pala del rotor. Esto significa que no se puede realizar ninguna rotación del ala/pala del rotor en su eje longitudinal. Para todas las realizaciones a continuación, se prefieren los rotores de paso fijo.
Paso de rotor ajustable manualmente: Esto significa que el ángulo del ala/pala del rotor se puede ajustar en tierra cuando el vehículo aéreo con múltiples rotores no está en operación. En esencia, esto significa que el paso se fija realmente cuando el vehículo está listo para su operación, pero que el ángulo de la respectiva ala/pala del rotor se puede ajustar antes de su operación.
Paso de rotor ajustable en vuelo: Esto significa que el paso del ala/pala del rotor respectiva se puede ajustar en vuelo mediante el ajuste del ángulo de paso. Incluso aunque esta no es una forma preferida de operar el vehículo aéreo con múltiples rotores, todavía es posible.
Suministro de carburante: El suministro de carburante en general significa un recipiente para carburante líquido, no obstante, se debería entender que es posible que sea un recipiente de gas, una batería potente o cualquier otra fuente de energía adecuada, tal como una celda de combustible con una sustancia apropiada a ser descompuesta para producir electricidad.
Unidad de potencia: La unidad de potencia es en general una unidad de potencia que opera mediante la combustión de un carburante combustible. En general es una turbina de gas, pero puede ser del mismo modo un motor Otto, un motor diesel, un motor eléctrico o cualquier otro motor adecuado.
Línea de carburante: En general, se entiende a una tubería que puede entregar carburante líquido a una unidad de potencia. No obstante, si la unidad de potencia es un motor eléctrico, la línea de carburante se debería interpretar como que es un cable eléctrico.
Unidad de control: La unidad de control es en general una unidad informática programable, también conocida como CPU, que comprende un procesador, circuitos de memoria y todas las demás características comunes asociadas con una unidad de control en general. Todas las realizaciones tienen una unidad de control.
Para todas las realizaciones siguientes hay un cuerpo principal.
Para todas las realizaciones descritas, los detalles, elementos u otras características que son similares se denominan con los mismos números de referencia.
En la Fig. 1 se describe una primera realización donde se describe un vehículo aéreo con múltiples rotores 1 en forma de un cuadricóptero. El vehículo aéreo con múltiples rotores 1 tiene un cuerpo principal 65. Cada uno de los rotores 10, 20, 30, 40 del vehículo aéreo con múltiples rotores 1 se acciona según la Fig. 4. Allí se describe una unidad de potencia 2. La unidad de potencia 2 es preferiblemente una turbina de gas pero también podría ser cualquier motor de giro según lo anterior. Desde la unidad de potencia 2 se extiende un eje giratorio 3. Sobre este eje 3 se coloca una bomba hidráulica 12. La bomba tiene un elemento de giro en su interior que es movible por medio del eje 3. Desde la bomba hidráulica 12 una línea de fluido 14 proporciona fluido presurizado a un motor hidráulico 11. El motor hidráulico 11 tiene un eje giratorio 7 en forma de eje en el que se monta un rotor 10. En la línea de fluido 14 se proporciona una línea de purga 17 que tiene una válvula de control 13 montada en ella. La línea de purga 17 está dispuesta para que por medio de la válvula de control 13 sea capaz de purgar el flujo de fluido a un vaso de expansión 4. La válvula de control 13 se controla por una unidad de control 6 por medio de una línea de control 6a. De este modo, ajustando la válvula de control 13 se puede controlar el flujo de fluido al motor hidráulico 11. Haciendo esto la velocidad de giro y la potencia del rotor 10 se pueden controlar de una manera precisa. El control de las revoluciones por minuto de la hélice 10 se realiza por la unidad de control 6 a través de una línea de control 6c. Esto también se denomina accionamiento hidrostático del vehículo aéreo con múltiples rotores, y las revoluciones por minuto del respectivo rotor 10 se controlan mediante purga de fluido, tal como aceite hidráulico, desde la línea de presión 14 a la línea de retorno 16 usando un válvula de control de precisión 13 que está gobernada por el sistema de control de vuelo. Un resolutor, que no se muestra, proporciona información de la posición de las palas del rotor así como de las revoluciones por minuto del rotor a través de la línea de control 6c. La ventaja de esto en comparación con montar un regulador de presión en el lado de presión es que la purga de presión genera una cantidad sustancial menos de calor que la restricción de presión. Haciéndolo así, se reduce la necesidad de un enfriador de líquido y el volumen de líquido y se puede combinar el enfriador de líquido con el vaso de expansión 4 del circuito hidráulico. En la Fig. 4 solamente se presenta la función de un rotor 10 en la medida que todos los rotores son idénticos en lo que respecta a transmisión de potencia. Cada rotor está colocado en brazos separados 18, 28, 38, 48. Los brazos 18, 28, 38, 48 se extienden desde el cuerpo principal 65. Esto tiene la ventaja de que ajustando la longitud del brazo se puede lograr un control diferente de un vehículo aéreo con múltiples rotores, alterando el brazo de palanca de la carga aerodinámica de los rotores. También tiene la ventaja de que hay un aumento de modularidad del vehículo aéreo con múltiples rotores. Los brazos se pueden desconectar fácilmente. De este modo, el vehículo aéreo con múltiples rotores se puede desmontar para su transporte quitando los brazos incluyendo los rotores y motores hidráulicos. También da más posibilidades para facilitar el mantenimiento, en la medida que un brazo, rotor y motor hidráulico dañados se pueden cambiar fácilmente mediante la sustitución del paquete hidráulico del brazo del rotor. Como se puede ver en la Figura 1, el eje de giro 7 para los rotores 10, 20, 30, 40 es el mismo que el eje de giro de los respectivos motores hidráulicos 11, 21, 31, 41. Los vehículos aéreos con múltiples rotores descritos según la Figura 8, 9, 10 también pueden comprender como se ha descrito anteriormente, cuatro rotores, motores hidráulicos y bombas hidráulicas, etc.
Según la Fig. 2, se describe un vehículo aéreo con múltiples rotores 1''' que tiene tres rotores 10, 20, 30. Y, en consecuencia, tres bombas hidráulicas 12, 22, 32 y tres motores hidráulicos 11, 21, 31. El vehículo aéreo con múltiples rotores 1''' también tiene una unidad de control 6. También se proporciona una unidad de transmisoremisor 8. Y un suministro de carburante 50. Las características principales de la Fig. 4 se debería entender que también están presentes para esta realización. Todos los motores hidráulicos 12, 22, 32 están montados en el mismo eje 3. De este modo, todos los motores hidráulicos 12, 22, 32 reciben la misma transmisión mecánica del eje 3. También se describe un enfriador combinado con un vaso 4 para recibir el fluido de retorno desde el motor y/o las líneas de purga, 17, 27, 37 de las líneas de alimentación, 14, 24, 34. Desde el vaso 4 todos los motores hidráulicos 12, 22, 32 tienen líneas de alimentación de fluido hidráulico 16, 26, 36 que proporcionan fluido para presurizar en los respectivos motores 12, 22, 32. Desde cada motor 11, 21, 31 se devuelve una línea de fluido 15, 25, 35 al enfriador combinado y al vaso 4. Preferiblemente se incluye una unidad giroscópica 9 para añadir información de control a la unidad de control 6. En una realización preferida, la unidad giroscópica 9 está incluida dentro de la unidad de control 6. La unidad giroscópica 9 también puede ser una unidad separada colocada en el vehículo aéreo con múltiples rotores 1. La unidad giroscópica 9 debería ser capaz de detectar preferiblemente los movimientos tanto de guiñada como de paso del vehículo aéreo con múltiples rotores.
Según la figura 3, se describe un vehículo aéreo con múltiples rotores 1 que tiene cuatro rotores, tal como el de la Fig. 1 y la Fig. 5. Todas las demás cosas son comunes con la realización de la Fig. 2 y la Fig. 4, tales como la unidad de potencia 2, unidad de control 6, unidad giroscópica 9, etc. Los rotores 10, 20, 30, 40 de este vehículo giran en dos direcciones diferentes donde el rotor 10 y 40 gira en la misma dirección. Y el rotor 20 y 30 gira en la misma dirección. Esto evita que el vehículo aéreo con múltiples rotores 1 gire cuando se transfiere la misma salida de potencia a cada rotor 10, 20, 30, 40. Se debería entender que si se aplican los mismos motores hidráulicos 11, 21, 31, 41 y todos los rotores 10, 20, 30, 40 son iguales, la salida de potencia transferida es igual al flujo de fluido presurizado a cada motor hidráulico 11, 21, 31, 41.
Según la Figura 5, se describe una realización 1' de la presente invención. Es aplicable la misma configuración que se describe en relación con la Figura 3 y la Figura 4, o la Figura 8. El vehículo aéreo con múltiples rotores 1' tiene un cuerpo principal 65. No obstante, hay una diferencia importante. Esta realización 1' está dispuesta para ser capaz de tener un suministro principal de carburante 60 que no está situado en el vehículo aéreo con múltiples rotores 1 ' en sí mismo. En su lugar, se proporciona un suministro de carburante externo. No obstante, según la Figura 4, puede tener un suministro de carburante 50 más pequeño en el vehículo aéreo con múltiples rotores 1' para almacenamiento temporal de carburante o si se corta el suministro de carburante externo, el suministro de carburante interno pequeño se puede usar para operación y aterrizaje de emergencia. El suministro de carburante interno da normalmente un aguante de 5-15 minutos típicamente esencialmente 10 minutos de aguante. La realización 1' de la figura 5 se puede equipar para operaciones de rescate o extinción de incendios. En la Figura 7 se puede ver un ejemplo de operación. El carburante o bien se bombea a través de una tubería 59 o bien siendo proporcionado eléctrico a través de una línea eléctrica. La posición del suministro de carburante externo 60 puede estar en tierra. La posición del suministro de carburante externo puede estar en otro vehículo aéreo que pueda operar junto al vehículo aéreo con múltiples rotores 1' y realizar repostaje o recarga aérea. El aguante de esta realización es extenso y virtualmente ilimitado. En la medida que el suministro de carburante 50 en el vehículo aéreo con múltiples rotores 1 ' puede tener un tamaño y capacidad muy reducidos, es decir, un peso mucho menor que para las realizaciones anteriores, la carga útil para el vehículo aéreo con múltiples rotores 1 ' se puede aumentar en el peso correspondiente. Para esta realización también es posible usar una unidad de transmisor-emisor 8 controlada por cable. En donde los comandos de control a este vehículo se transmiten por cable. Es una ventaja particular en la medida que el cable se puede proteger de perturbaciones externas y, de este modo, se mejora la seguridad del vehículo aéreo con múltiples rotores 1'. Una característica adicional que se puede añadir al vehículo aéreo con múltiples rotores 1' de la Figura 5, pero también igualmente a cualquiera de las realizaciones de la fig. 1, 2, 3 y 6, son los escudos protectores, 51. Estos escudos 51 añaden peso pero puede ser de particular ventaja cuando se opera cerca de objetos externos tales como un edificio 61. En la figura 5 también se dibuja un cañón de agua 52 opcional. El cañón de agua 52 es esencialmente una boquilla para proporcionar, por ejemplo, agua, espuma o cualquier otro líquido extintor de incendios, a un fuego. El líquido extintor de incendios no se transporta preferiblemente en el vehículo aéreo con múltiples rotores 1 ' sino que se suministra a través de una línea al vehículo aéreo con múltiples rotores 1' mientras que opera. También se debería entender que la realización de la Figura 5 podría tener en su lugar un sistema de elevación, por ejemplo para operaciones de salvamento. Y además, esta realización también tiene los rotores 10, 20, 30, 40 y los motores hidráulicos 11, 21, 31, 41 colocados en brazos separados 18, 28, 38, 48 como se puede ver en la Figura 5. Esta configuración da las ventajas ya mencionadas descritas con la realización según la Figura 1. Como se puede ver en la figura 5 el eje de rotación 7 para los rotores 10, 20, 30, 40 es el mismo que el eje de rotación de los respectivos motores hidráulicos 11, 21, 31, 41. El cañón de agua con elevación 52 por supuesto se puede aplicar a cualquier realización.
En la figura 6 se describe una tercera realización 1” de la presente invención. Como para las realizaciones anteriores, se aplican todas las características de las Figuras 1, 2, 3 y 4, o la Figura 8, descritas en relación con estas figuras. Hay un cuerpo principal 65. Hay dos diferencias principales en comparación con las realizaciones anteriores. El vehículo aéreo con múltiples rotores 1 está dotado con alas fijas 53, 54. Y también se proporcionan aletas 55, 56 y timones 57, 58. Una característica adicional de este vehículo aéreo con múltiples rotores 1” es que dos de los rotores 20, 30 se pueden inclinar en dos planos esencialmente paralelos. Los planos comunes se extienden esencialmente desde las puntas de las alas perpendicularmente a la extensión de las alas y paralelos al eje longitudinal del vehículo aéreo con múltiples rotores 1”. Inclinando los rotores 20 y 30 el vehículo aéreo con múltiples rotores se puede transformar esencialmente en un vehículo aéreo de ala fija que se mueve hacia adelante. También los respectivos motores hidráulicos 21 y 31 se inclinarán junto con los rotores 20, 30. El alcance se ampliará considerablemente en comparación con otras realizaciones. El consumo de carburante cuando está en este modo también se reducirá considerablemente. Tanto el rotor 10 como el rotor 40 se pueden detener esencialmente cuando se usan alas 53, 54 para proporcionar la elevación principal del vehículo. A medida que el vehículo aéreo con múltiples rotores 1” pasa a flotar, tanto el rotor delantero 10 como el rotor trasero 40 se dan más cada vez más potencia a través de sus respectivos motores hidráulicos 11 y 41, hasta que se alcanza una flotación completa. Esto es como para todas las realizaciones controladas a través de la unidad de control 6. Y además, esta realización también tiene preferiblemente los rotores 10, 20, 30, 40 y los motores hidráulicos 11, 21, 31, 41 colocados en brazos separados 18, 28, 38, 48 como se puede ver en la Figura 6. Esta configuración da las ventajas ya mencionadas descritas con la realización según la Figura 1, 2, 3 y 4. No obstante, con el fin de aumentar la modularidad de esta realización también se pueden hacer retirables las alas 53, 54 del vehículo aéreo con múltiples rotores 1” de la figura 6 para un aumento de la posibilidad de transporte. En general, el rotor 10 colocado hacia delante y el motor hidráulico 11 se podrían disponer para no ser colocados en un brazo, sino, en su lugar, para ser suspendidos en el cuerpo 65 del vehículo aéreo con múltiples rotores 1”, en particular si se usa un cuerpo principal 65 autoportante. Como se puede ver en la Figura 7, el eje de giro 7 para los rotores 10, 20, 30, 40 es el mismo que el eje de giro de los respectivos motores hidráulicos 11, 21, 31, 41.
Según la Figura 8 y 9, en el vehículo aéreo con múltiples rotores 1””, 1”” puede haber un engranaje 70 entre el eje de salida de la unidad de potencia 2 y las bombas hidráulicas 12, 22, 32. El engranaje 70 puede alterar las revoluciones por minuto del eje de la unidad de potencia 2 de manera que sea adecuado para la operación de las bombas hidráulicas, 12, 22, 32. Para la mayoría de aplicaciones, las revoluciones por minuto de la salida de la unidad de potencia se reducen por medio del engranaje 70. Pero, por supuesto, se puede pensar en aumentar el número de revoluciones por unidad de tiempo si así se desea, por medio del engranaje 70, si así se desea. Usando un engranaje particular, como se ve en la Figura 9, que no cae dentro del alcance de la presente invención, las bombas 12, 22, 32, se pueden disponer en diferentes ejes de giro, 3', 3”. No obstante, es preferible que las bombas 12, 22, 32 siempre reciban la misma salida de giro. Para todos los demás aspectos de la descripción de otras características de la Figura 8 y Figura 9, las características son las mismas. También se debería entender que el número de rotores, bombas hidráulicas y motores hidráulicos, etc. se pueden elegir en cualquier número. La Figura 9 tiene una descripción alterada con respecto a la línea de fluido hidráulico presurizado 14' y la línea de alimentación hidráulica 16, esto solamente se hace para simplificar la Figura. El engranaje 70 por supuesto es aplicable a todas las realizaciones descritas, y como en las Figuras 1-7. En la configuración de la Figura 10, es aplicable un engranaje para cada unidad de potencia 2a, 2b, 2c, que no cae dentro del alcance de la presente invención.
También es posible, como se describe en la Figura 10 del vehículo aéreo con múltiples rotores 1..., tener una unidad de potencia 2 dedicada para cada bomba hidráulica 12, 22, 32. Como en las realizaciones anteriores cada bomba hidráulica 12, 22, 32, recibe la misma entrada de giro. La entrada de giro se controla por la unidad de control que se encarga de que cada unidad de potencia 2a, 2b, 2c esté sincronizada con las otras unidades de potencia 2a, 2b, 2c. El depósito de carburante 50 se describe como común para las unidades de potencia 2a, 2b, 2c. El número de rotores se puede elegir en cualquier número con, como con las realizaciones descritas anteriormente, números comparables de motores hidráulicos, válvulas, etc. Cada bomba hidráulica 12, 22, 32 se acciona por un eje 3a, 3b, 3c separado, de cada unidad de potencia 2a, 2b, 2c dedicada.
La unidad de potencia 2 es preferiblemente para todas las realizaciones una turbina de gas. La ventaja de usar una turbina de gas es que son muy fiables. Otra ventaja es que es posible usar multitud de carburantes. Una turbina de gas tiene una relación potencia peso muy alta, bajas vibraciones, bajo peso y la capacidad de funcionar con carburante pesado.
Con el fin de solucionar el problema que se pretende resolver con la presente invención, se debería entender que para las realizaciones que usan un suministro de carburante eléctrico es necesario proporcionar una fuente de energía para la electricidad que tenga una relación de peso de alta capacidad. Una forma puede ser a través del uso de una celda de combustible, o una batería con mayor capacidad en comparación con las baterías actuales. O se podría proporcionar más capacidad a través de recarga área desde un segundo vehículo aéreo con múltiples rotores, preferiblemente un vehículo aéreo con múltiples rotores.
Para todas las realizaciones anteriores, se debería entender que un vehículo aéreo con múltiples rotores podría ser tanto un Vehículo Aéreo no Tripulado, UAV como un vehículo aéreo tripulado. Si el vehículo aéreo con múltiples rotores está dispuesto para ser capaz de transportar a un piloto por supuesto se debe dotar con controles para operación del vehículo aéreo con múltiples rotores. También se debería entender que el vehículo aéreo con múltiples rotores se podría controlar por un piloto que no esté presente a bordo del vehículo aéreo con múltiples rotores, aunque el vehículo aéreo con múltiples rotores esté tripulado con pasajeros, técnicos, personal de rescate, etc.
Para todas las realizaciones, se debería entender que el concepto no se limita a vehículos aéreos con múltiples rotores de tres o cuatro rotores, se puede pensar usar cualquier número de rotores dependiendo de la aplicación, tal como cinco, seis, siete, ocho, etc. Esto es válido, de este modo, para todas las realizaciones descritas incluyendo las de las Figuras 1, 2, 3, 5, 6, 7, 8.
Para todas las realizaciones que incluyen las Figuras 1, 2, 3, 5, 6, 7, 8, la definición de que las bombas hidráulicas reciben la misma entrada de giro es dependiente de que las bombas hidráulicas estén configuradas de manera similar. Por ejemplo, si se usan diferentes tamaños de bombas hidráulicas para diferentes rotores, la entrada de giro se debe adaptar de manera que los flujos de fluido hidráulico como salida de la respectiva bomba hidráulica sean los mismos. Pero, por supuesto, si se usan diferentes tamaños de rotores, junto con diferentes tamaños de bombas hidráulicas, todo el sistema se debe adaptar de manera que cada rotor pueda proporcionar la misma fuerza de elevación que todos los demás rotores. Sostenemos que esto se encuentra dentro del conocimiento común de los expertos en la técnica.

Claims (19)

REIVINDICACIONES
1. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1” 1''', 1””, 1..., 1... ) que comprende,
al menos, un primer, segundo y tercer rotor (10, 20, 30 ), cada uno que se puede girar por un primer segundo y tercer motor hidráulico (11, 21, 31) dedicado, al menos una unidad de potencia (2), al menos una primera, segunda y tercera bomba hidráulica (12, 22, 32) dedicada al respectivo primer, segundo y tercer motor hidráulico (11, 21, 31), en donde cada bomba hidráulica (12, 22, 32) está dispuesta para proporcionar fluido presurizado a cada motor hidráulico (11, 21, 31) para accionar el motor hidráulico (11, 21, 31) y por ello girar el respectivo rotor (10, 20, 30),
una unidad de control (6) para controlar la operación del vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1 ', 1”, 1 ''', 1 ””, 1..., 1... ),
en donde el control del vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1 ', 1 ”, 1 ''', 1 ””, 1..., 1... ) se dispone para ser realizado alterando el flujo de fluido presurizado distribuido a cada respectivo motor hidráulico (11,21, 31), en donde
las bombas hidráulicas (12, 22, 32, 42) están dispuestas en un único eje de salida (3) de la unidad de potencia (2), y el flujo de fluido presurizado proporcionado a cada motor hidráulico (11, 21, 31) es controlable individualmente por medio de al menos una válvula de control (13, 23, 33) configurada para controlar el flujo de fluido presurizado desde cada bomba hidráulica (12, 22, 32) a su motor hidráulico (11, 21, 31) dedicado.
2. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1..., 1... ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde se comprende además una unidad transmisora/receptora (8) para recibir comandos de control remoto del vehículo aéreo con múltiples rotores (1 ).
3. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1 , 1 ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde al menos una unidad de potencia (2) usa un carburante combustible, preferiblemente el carburante se proporciona a la unidad de potencia (2) desde un suministro de carburante (50) que está comprendido en el vehículo aéreo con múltiples rotores (1 ).
4. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1..., 1... ) según la reivindicación 3, en donde el carburante usado por la unidad de potencia (2) se suministra desde un suministro de carburante externo (60), preferiblemente el suministro externo (60) está situado en tierra, y el carburante se suministra a través de una línea de carburante (59) a través de bombeo desde tierra hacia arriba.
5. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1..., 1... ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde la al menos una unidad de potencia (2) es una turbina de gas.
6. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1..., 1... ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde está dotado además con al menos una unidad giroscópica (9) asociado con la unidad de control (6), en donde la al menos una unidad giroscópica (9) es capaz de detectar los movimientos tanto de guiñada como de paso del vehículo aéreo con múltiples rotores (1 ) y proporcionar entrada a la unidad de control (6) para controlar el vehículo aéreo con múltiples rotores (1 ) independientemente de una manera estable.
7. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1..., 1... ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde cada bomba hidráulica (12, 22, 32, 42) tiene una línea de alimentación (14, 24, 34, 44) a cada motor hidráulico (11, 21, 31, 41) dedicado, y eso a través del control de una válvula de control (13, 23, 33, 43) dedicada en cada línea de alimentación (14, 24, 34, 44), se controla el flujo de fluido a cada motor hidráulico (11, 21, 31, 41), en donde la válvula de control (13, 23, 33, 43) está asociada con la unidad de control (6), estando dispuesta cada válvula de control (13, 23, 33, 43) para purgar el flujo de fluido de la línea de alimentación (14, 24, 34, 44) respectiva.
8. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''') según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde el vehículo aéreo con múltiples rotores (1) tiene cuatro rotores (10, 20, 30, 40), y cada rotor (10, 20, 30, 40) se acciona y controla según cualquiera de los rotores (10, 20, 30, 40) descritos en cualquiera de las reivindicaciones anteriores, preferiblemente los rotores (10, 20, 30, 40) están asociados en pares de manera que dos o cuatro de los rotores (10, 20, 30, 40) tengan el mismo tamaño y configuración.
9. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1..., 1... ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde cada motor hidráulico (11, 21, 31, 41) y cada rotor (10, 20, 30, 40) se colocan en un brazo separado (18, 28, 38, 48), preferiblemente los rotores (10, 20, 30, 40) están asociados en pares de manera que dos o cuatro de los rotores (10, 20, 30, 40) tengan el mismo tamaño y configuración.
10. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1..., 1... ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde el sentido de giro del rotor respectivo (10, 20, 30, 40) está dispuesto de modo que es posible lograr un movimiento de rotación nulo del vehículo aéreo con múltiples rotores (1 ) y no hay necesidad de ningún rotor que no se use con propósitos de elevación.
11. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1.., 1..) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde el eje de rotación (7) del respectivo rotor (10, 20, 30, 40) y el motor hidráulico (11, 21, 31, 41) es coaxial, preferiblemente al menos uno de los rotores (10, 20, 30, 40) se puede inclinar.
12. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1..., 1... ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde comprende un depósito de carburante que se puede sellar automáticamente (50).
13. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1'') según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde se comprenden además alas fijas (53, 54) para añadir sustentación cuando el vehículo aéreo con múltiples rotores (1) está moviéndose hace delante en un medio fluido.
14. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1.., 1..) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde todas de dichas al menos tres bombas hidráulicas (12, 22, 32, 42) reciben la misma entrada de giro.
15. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1..., 1... ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde la unidad de potencia (2) transfiere la potencia a la respectiva bomba hidráulica (12, 22, 32, 42) a través de un engranaje (70), de manera que cada bomba hidráulica reciba la misma entrada de giro.
16. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1..., 1... ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde el vehículo aéreo con múltiples rotores tiene al menos cinco rotores (10, 20, 30, 40), y cada rotor (10, 20, 30, 40) se acciona y controla según cualquiera de los rotores descritos (10, 20, 30, 40) en cualquiera de las reivindicaciones anteriores.
17. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1..., 1... ) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde los rotores tienen un paso fijo.
18. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1..., 1... ) según cualquiera de las reivindicaciones 1-16, en donde los rotores (10, 20, 30, 40) tienen un paso que se puede ajustar manualmente cuando el vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1 ', 1 ”, 1 ''', 1 ””, 1..., 1... ) no está en operación.
19. Vehículo aéreo con múltiples rotores (1, 1', 1”, 1''', 1””, 1..., 1... ) según cualquiera de las reivindicaciones 1-16 o 18, en donde los rotores (10, 20, 30, 40) tienen un paso que es ajustable en vuelo.
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