HÉLICE

CAMPO TÉCNICO DE LA INVENCIÓN

La presente invención se engloba en el campo de la construcción de aeronaves. Específicamente con las aeronaves aptas para llevar a cabo maniobras de ameriza je, es decir, aeronaves con capacidad de hidroplanear y/o de flotar sobre la superficie del agua.

Dicha invención trata de un dispositivo de es- tanqueidad para motor de hélice, el cual, es accionado durante las maniobras de amerizaje para evitar la entra da de agua al vano motor, así como, propiciar la parada del motor, evitando daños en la hélice por posibles impactos contra el agua.

La invención está concebida especialmente para aeronaves del tipo UAV (Vehículos Áereos No Tripulados) aeromodelos y aeronaves ligeras, tales como, ultralige- ros y avionetas de aviación general o deportiva, aunque su aplicación puede extenderse a cualquier tipo de aeronave adecuada, ya sea, con fines comerciales o transporte .

ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN

Son conocidas diversas soluciones para dotar a las aeronaves de la posibilidad de amerizar sobre la superficie del agua.

Por ejemplo, el documento de patente WO 2012/175756, publicado el 27 de diciembre de 2012, el cual, da a conocer un dispositivo de amerizaje para aeronave que comprende al menos una cámara inflable y plegable, al menos un patín de amerizaje acoplado a la aeronave por medio de la cámara inflable, y al menos una toma de aire conectada a la cámara. La toma de aire permite la entrada de aire incidente en la cámara para inflar y desplegar la cámara extendiendo el patín desde una posición de patín retraído hasta una posición de patín extendido, en la que el dispositivo está preparado para el amerizaje.

La presente solución tiene el inconveniente que, durante la maniobra de amerizaje, así como, posterior ^¬ mente cuando la aeronave se encuentra flotando en la superficie del agua, a través del espacio existente entre la hélice y el fuselaje o carena del motor, pene ^¬ tra agua hacia el vano motor causando daños en éste último . Otro problema existente es que, durante la ma ^¬ niobra de amerizaje, la hélice puede recibir impactos con el agua que pueden producir daños en la misma, por encontrarse aun en movimiento. Por tal razón, se requiere diseñar, de forma sencilla y económica, un dispositivo de estanqueidad para motor de hélice que permita dar solución a los problemas anteriormente comentados. DESCRIPCIÓN DE LA INVENCIÓN

La presente invención queda establecida y carac ^¬ terizada en las reivindicaciones independientes, mien ^¬ tras que las reivindicaciones dependientes describen otras características de la misma. A la vista de lo anteriormente enunciado, la presente invención se refiere a un dispositivo de estan- queidad para motor aeronáutico de hélice.

El dispositivo acciona en un espacio delimitado entre una hélice y un fuselaje del motor, comprendiendo una junta tórica acoplada al extremo de un mecanismo activador. Tanto la junta tórica como el mecanismo activador están dispuestos de forma coaxial con respecto a un rotor del motor.

Donde, una vez accionado el mecanismo activador, éste traslada la junta tórica desde una posición de junta retraída, en la que puede girar libremente el conjunto hélice-rotor del motor, hacia una posición de junta extendida, en la que la junta tórica se apoya contra un plato del cono de la hélice, propiciando el cierre hermético del espacio existente entre la hélice y el fuselaje del motor, así como, la parada del motor.

Como puede verse, con la presente invención, se logra evitar la entrada de agua al vano motor durante las maniobras de amerizaje de la aeronave, así como, posteriormente, cuando dicha aeronave se encuentra flotando sobre la superficie del agua. Al mismo tiempo, se produce la parada del motor, lo que evita daños en la hélice causados por los impactos contra el agua, éstos últimos, generados durante la maniobra de amerizaje.

BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS

Se complementa la presente memoria descriptiva, juego de figuras, ilustrativas del ejemplo prefe rente, y nunca limitativas de la invención.

La figura 1 representa una vista seccionada en corte del motor de la aeronave incluyendo el dispositivo de estanqueidad, mostrado en una primera posición que permite girar libremente el conjunto hélice-rotor del motor .

La figura 2 representa una vista seccionada en corte del motor de la aeronave incluyendo el dispositivo de estanqueidad de la figura 1, mostrado en una segunda posición que cierra el espacio existente entre la hélice y el fuselaje del motor, asi como, propicia la detención de éste último.

EXPOSICIÓN DE TALLADA DE LA REALIZACIÓN PREFERENTE DE LA INVENCIÓN

La presente invención es un dispositivo de es- tanqueidad para un motor aeronáutico de hélice.

Como muestran las figuras, el dispositivo accio ^¬ na en un espacio (1) delimitado entre la hélice (2) y el fuselaje (3) del motor de la aeronave. La realización mostrada en las figuras, por ejemplo, podría tratarse de una aeronave del tipo UAV.

El dispositivo comprende una junta tórica (5) acoplada al extremo de un mecanismo activador (4) . El conjunto de junta tórica (5) y mecanismo activador (4) está dispuesto de forma coaxial con respecto al eje o rotor (6) del motor.

Preferiblemente, el mecanismo activador (4) com- prende una camisa (4.1) con forma de canaleta toroidal, siendo sus paredes laterales paralelas al rotor (6) del motor .

Asi mismo, se prefiere que la camisa (4.1) esté fijada a la pared interior del fuselaje (3) del motor, actuando como bastidor del mecanismo activador (4) . Por ejemplo, muy próximo a la boca (3.1) del fuselaje (3), de tal forma que, en una posición de junta retraída, vista en la figura 1, el extremo libre de la junta tórica (5) quede al menos alineado con el borde de dicha boca (3.1), granizando que, en dicha posición de junta retraída, la junta tórica (5) no impida el giro libre del conjunto hélice-rotor (2,6) del motor. Por otro lado, se prefiere que el mecanismo ac ^¬ tivador (4) comprenda un pistón (4.2), con una cabeza (4.21) a la cual está fijada la junta tórica (5) .

Preferentemente, el pistón (4.2) también está conformado en forma de canaleta toroidal, de dimensiones externas que se corresponden con las dimensiones inter ^¬ nas de la canaleta toroidal que conforma la camisa

(4.1); de tal forma que, una vez insertada una dentro de la otra, las paredes laterales del pistón (4.2) se deslicen, de forma ajustada, entre las paredes laterales de la camisa (4.1), definiéndose entre ellas un espacio cerrado (4.3) variable. En otras palabras, el volumen del espacio cerrado (4.3) puede variar según sea movido el pistón (4.2) hacia dentro o hacia fuera de la camisa (4.1) .

Adicionalmente, se prefiere que entre las pare ^¬ des laterales de la camisa (4.1) y del pistón (4.2) estén dispuestos unos aros de compresión (4.4) que garanticen la hermeticidad del espacio cerrado (4.3) . Con vistas a aligerar el peso de la aeronave, se prefiere que el mecanismo activador (4) sea accionado neumáticamente o hidráulicamente. En ambos casos, a través de una conexión (4.5), por donde penetra el fluido de trabajo (gas o liquido) al espacio cerrado (4.3), haciendo variar su volumen.

Sin embargo, cualquier otro sistema de accióna ^¬ miento mecánico o eléctrico conocido, o combinación de ellos, pudiera preverse, siempre que logre accionar la junta tórica (5) cuando se requiera.

Por otro lado, el accionamiento del mecanismo activador (4) podría ser llevado a cabo de forma automá ^¬ tica, por ejemplo, vinculado a la activación de las maniobras de amerizaje de la aeronave.

En cualquier caso, cuando las maniobras de ame- rizaje sean llevadas a cabo, el mecanismo activador (4) es accionado, el cual, traslada la junta tórica (5) desde la posición de junta retraída, donde se encontraba durante el vuelo, hacia una posición de junta extendida, vista en la figura 2, en la que la junta tórica (5) se apoya contra el plato (2.11) del cono (2.1) de la hélice (2), propiciando el cierre hermético del espacio (1) y la parada del motor.

De esta forma, durante la maniobra de amerizaje, así como, posteriormente mientras la aeronave se encuen ^¬ tre flotando sobre la superficie del agua, la junta tórica (5) permanece obstruyendo el espacio (1), impi ^¬ diendo el paso del agua hacia el vano motor para evitar daños a éste último. Paralelamente, el apoyo de la junta tórica (5) contra el plato (2.11) hace que el motor se detenga, inmovilizando la hélice (2) para que ésta no sufra daños por el impacto contra el agua que presuponen las maniobras de amerizaje.