WO2018021943A1 - Летательный аппарат вертикального взлета и посадки - Google Patents

Летательный аппарат вертикального взлета и посадки Download PDF

Info

Publication number
WO2018021943A1
WO2018021943A1 PCT/RU2017/050053 RU2017050053W WO2018021943A1 WO 2018021943 A1 WO2018021943 A1 WO 2018021943A1 RU 2017050053 W RU2017050053 W RU 2017050053W WO 2018021943 A1 WO2018021943 A1 WO 2018021943A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
motor
frame
aircraft according
aircraft
engine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/RU2017/050053
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Сергей Евгеньевич ТОВКАЧ
Алексей Викторович ШАНИН
Игор ЧУДАКОВ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Obshchestvo S Ogranichennoj Otvetstvennostyu "avianovatsii"
Original Assignee
Obshchestvo S Ogranichennoj Otvetstvennostyu "avianovatsii"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Obshchestvo S Ogranichennoj Otvetstvennostyu "avianovatsii" filed Critical Obshchestvo S Ogranichennoj Otvetstvennostyu "avianovatsii"
Priority to AU2017302225A priority Critical patent/AU2017302225B2/en
Priority to EP17834857.9A priority patent/EP3492377A4/en
Publication of WO2018021943A1 publication Critical patent/WO2018021943A1/ru
Priority to US16/182,107 priority patent/US10689102B2/en
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades
    • B64C27/473—Constructional features
    • B64C27/50—Blades foldable to facilitate stowage of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/50—Foldable or collapsible UAVs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/70—Constructional aspects of the UAV body
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/13—Propulsion using external fans or propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/30—Supply or distribution of electrical power
    • B64U50/32—Supply or distribution of electrical power generated by fuel cells
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/22—Aircraft characterised by the type or position of power plants using atomic energy
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/90—Cooling
    • B64U20/96—Cooling using air

Definitions

  • the invention relates to the field of aircraft construction, namely to aircraft of vertical take-off and landing, and can be used as a personal vehicle, as a flying crane, as a platform for dropping a paratrooper, as a reconnaissance and attack vehicle, as a heavy unmanned aerial vehicle (UAV) or remotely piloted aircraft (UAV).
  • UAV unmanned aerial vehicle
  • UAV remotely piloted aircraft
  • the flying motorcycle according to the project “MA hoverbike helicopter” http://www.hover-bike om / A product / hoverbiKe-helicopter / having, in different configurations, two or four propellers is also known from the prior art.
  • the disadvantages of this device is that the propellers are driven from one engine, and the two-propeller circuit is unstable, engine failure, or any malfunction of the propellers, transmission, aerodynamic rudders or other systems that ensure their functioning, leads to the immediate unwinding of the device in the air and makes it impossible to save him, as well as his safe escape by the pilot.
  • the same is true for the four-propeller version, because the device cannot continue the flight in case of failure of at least one propeller.
  • a flat-type frame does not provide the necessary structural rigidity that is resistant to precession and nutation vibrations of large propellers, which leads to resonance vibrations, leads to the formation of fatigue defects in the structure, and complicates the task of stabilizing the apparatus in air. Large diameter and mass propellers cannot be quickly stopped in an accident.
  • the device is a duck-type aerodynamic aircraft equipped with two rows of vertical thrust propellers and two pushing propellers.
  • the disadvantage of this device is that the main lifting force in flight is created by the wings, which requires movement at a speed not less than the stall speed, and hovering on vertical propellers is an overloaded mode.
  • the “duck” aerodynamic design is prone to “peck” at critical angles of attack, which is especially dangerous when flying near the ground, as well as during takeoffs and landings.
  • the device has the dimensions of a light-engine aircraft and does not have a mechanism for adding wings and engine blocks.
  • the engines are powered from a common source, which reduces the reliability of the device, and the engine mountings are not typified, which impairs maintainability.
  • the location of the propellers of vertical thrust near the blister of the cabin complicates the emergency exit on board.
  • the closest analogue of the claimed invention is the aircraft VC200 of the company e-volo h it: // ww .e-volo.com / containing 16 horizontal motors with propellers, the cockpit and the battery in it, as well as a rescue system for the entire parachute-type device .
  • the disadvantages of the closest analogue are the dependent power system, where all engines are powered by one battery with a large length of power wiring from a single battery to the engines, which does not ensure flight safety through redundancy, as battery failure leads to a failure of all engines at once, and landing on autorotation is impossible due to the small diameter of the propellers and braking forces in the electric motors of the drive.
  • the problem solved by the claimed invention is the creation of a compact, mobile, environmentally friendly, safe and convenient design. vertical take-off aircraft with high maintainability, fault tolerance, economical operation, as well as a small size in working and folded conditions.
  • the technical result of the claimed invention is to increase the fault tolerance, maintainability and safety of the aircraft vertical take-off and landing, as well as reducing the size in working and folded conditions.
  • the Aircraft of vertical take-off and landing including the basic supporting frame of a spatial structure, a cabin, a seat, controls, motor installations, a control system, a remote control system,
  • the base carrier frame is made with the Central part and with two peripheral clusters, while the Central part and the peripheral clusters of the frame are made spatial structure,
  • each peripheral cluster is made of at least three sections of the same type, interconnected,
  • each section there is a motor unit containing at least one engine and at least one horizontal rotation propeller, and the peripheral clusters are fixed on the central part by means of a folding mechanism that allows folding the peripheral clusters up or down relative to the central part of the frame and fixing them in extreme positions,
  • the peripheral clusters of the spatial frame consist of sections of the same type, fully or partially composed of identical parts, and the part from one section can be rearranged to another section.
  • the section of the peripheral cluster of the aircraft frame is limited in volume by the cluster frame elements and / or aerodynamic wells, and is made with at least two points of attachment of the supporting armature of the engine of the motor unit to the cluster frame, each section being connected to the adjacent section as at least one point.
  • sections of the frame with the motor units are placed linearly and symmetrically with respect to each other, in at least one horizontal plane.
  • sections of the frame with the motor units are staggered with offset relative to each other in at least one horizontal plane.
  • each motor installation contains at least one electric motor, while the electric motor is supplied from at least one electric power source located directly on the motor plant and located in the air stream of the propeller of the motor engine.
  • the motor installation contains at least two electric motors placed coaxially.
  • the electric power source of each motor installation is made with the possibility of emergency switching to the power of other motor installations by cable by a system of switches.
  • the electric power source is made in the form of fuel cells, radioisotope and nuclear sources of electric power.
  • each motor installation with an electric motor is an independent unit with its own power source and instrumentation, receiving commands from the central control unit (autopilot).
  • each engine installation contains at least one pneumatic engine, while the power of each air engine of each engine installation is carried out from a compressor installed in the central part of the frame of the compressor through a separate pipeline with an electric valve system that regulates the supply of compressed gas to air motors and their thrust, receiving commands from the automatic control system of the aircraft.
  • the motor installation contains at least two pneumatic engines placed coaxially.
  • pipelines are laid inside or outside the frame elements.
  • the compressor further comprises a pneumatic accumulator.
  • each pneumatic motor unit is an independent unit with its own transmission channel pneumatic energy from the central compressor and its own instrumentation, receiving commands from the central control unit.
  • the claimed invention further comprises a backup compressor and backup piping with independent valves, while the backup compressor is installed inside the central part of the aircraft frame, together with the main one.
  • a cabin with a pilot seat and controls for the control system, manual and foot controls, a steering unit, a compressor is installed on the central part of the frame.
  • the standard controls are made with the possibility of dismantling the assembly with a quick connector and using them as a remote control for remote control of the device in unmanned mode.
  • each motor installation is individually controlled, while each peripheral cluster is made with an equal number of motor installations, propellers which rotate clockwise and motor installations whose propellers rotate counterclockwise.
  • each motor installation is individually controlled, while each peripheral cluster is made with motor installations containing an even number of opposite-rotation propellers.
  • the autopilot contains a system for holding a predetermined height, course, route, position in space.
  • a suspension device for lifting and transporting goods on an external suspension.
  • the clusters of motor units are configured to accommodate scanning units of the front and rear spaces, auxiliary devices, lighting.
  • Figure 1 is a side view of a motor-electric type with two opposite-rotation propellers
  • Figure 2 is a General view of a motor-electric type with two opposite-rotation propellers
  • Fig.Z is a top view of an electric type motor installation with two opposite-rotation propellers located in an aerodynamic well, and a section of the well along line B;
  • Figure 4 is a side view of an electric type motor installation with two opposite-rotation propellers driven by separate engines;
  • 5 is a General view of a motor-electric type with two opposite-rotation propellers driven by separate engines;
  • FIG. 6 is a top view of a motor-electric type with two opposite-rotation propellers driven by separate engines located in an aerodynamic well, and a section of the well along line C;
  • Fig. 7 is a side view of an electric type motor installation with one propeller
  • Fig. 8 is a general view of an electric type motor installation with one propeller
  • Fig.9 is a top view of a motor-electric type with one propeller, placed in an aerodynamic well, and a section of the well along line A;
  • Figure 10 is a side view of a motor-electric type with two opposite-rotation propellers driven by separate engines, option 2;
  • Figure 1 1 is a General view of a motor-electric type with two opposite-rotation propellers driven by separate engines, option 2;
  • Fig. 12 is a plan view of an electric type motor installation with two opposite-rotation propellers driven by separate engines located in an aerodynamic well, option 2, and a section of the well along line D;
  • Fig. 13 is a side view of a pneumatic type motor unit with one propeller
  • Fig. 14 is a general view of a pneumatic type motor installation with one propeller
  • Fig. 16 is a side view of a pneumatic type motor installation with two opposite-rotation propellers driven by separate engines;
  • FIG. 17 is a General view of a pneumatic type motor installation with two opposite-rotation propellers driven by separate engines
  • Fig. 18 is a top view of a pneumatic type motor installation with two opposite-rotation propellers driven by separate engines located in an aerodynamic well, and a section of the well along the line F;
  • Fig. 19 is a side view of a pneumatic type motor installation with two opposite-rotation propellers driven by separate engines, embodiment 2;
  • Fig. 20 is a general view of a pneumatic type motor installation with two opposite-rotation propellers driven by separate engines, embodiment 2;
  • Fig is a top view of a pneumatic type motor installation with two opposite-rotation propellers driven by separate engines located in an aerodynamic well, option 2, and a section of the well along line G;
  • Fig is a view of a frame with two clusters in the unfolded form (with a cabin), the preferred option;
  • Fig. 27 is a view of a frame with two clusters folded upward (preferred embodiment).
  • Fig. 28 is a view of a frame with two clusters folded by sliding under the central part
  • Fig.29 is a view of a frame with two clusters folded down, option 1;
  • Fig.ZO view of the frame with two clusters folded down, option 2;
  • Fig. 34 shows the placement of control sensors in a motor installation.
  • 1 - engine 1 - engine, 2 - electric power source (for the electric drive option), 3 - motor unit as part of a cluster, 4 - load-bearing armature of the motor unit, 5 - cluster folding mechanism, 6 - pilot's place, 7 - steering, 8 - compressor (for pneumatic drive options), 9 - engine controller, 10 - propeller, 1 1 - propeller drive shaft, 12 - input a compressed gas pipe with an electric control valve, 13 - exhaust gas pipe, 14 - control pedals, 15 - aerodynamic well of a motor installation, 16 - quick-release latches for fastening the steering column, 17 - aircraft frame, 18 - control sticks on the steering wheel, 19 - block steering column control with a radio transmitter and battery, 20 - automatic control system, 21 - cabin door, 22 - cabin, 23 - left side of the frame, 24 - right side of the frame, 25 - central part of the frame, 26 - external suspension device, 27 - radars front and rear view, 28
  • the inventive design of the aircraft contains clusters composed of each of three or more motor units (3), each consisting of at least one motor, electric or pneumatic, and at least one horizontal propeller (10), independently electrically independent and mechanically controlled individually, rotating equally clockwise and counterclockwise (if there are more than one propeller).
  • Each motor installation (3) contains an individual electric power source (2) or uses an individual pneumatic energy transmission channel.
  • a malfunction of one or several motor units (3) does not lead to a rollover or spin up of the device, as lost traction and torque are automatically transferred to serviceable motor installations (3) of the cluster, provided that there is a sufficient supply of power to serviceable motor installations (3), and serviceable motor installations (3) are completely independent of faulty ones.
  • the security system of the device is also implemented, firstly, by a group of optical sensors located in the fuselage directly at the propellers (10), by a signal from which (in the case of objects falling into the propeller zone) an emergency stop of this propeller occurs (10).
  • optical sensors can be replaced by capacitive or radar sensors, while radar sensors provide greater coverage, and capacitive sensors provide greater selectivity.
  • the system of optical sensors inside the hollow frame elements consisting of receivers and transmitters of optical signals that operate continuously during the flight. In the event of a breakdown of the frame element, the optical communication channel breaks and the automatic control system (20) receives a signal about the place of damage to the frame.
  • the supporting frame of the aircraft spatial (volumetric) design provides the necessary rigidity with low weight.
  • High maintainability is achieved by the block design of the frame with a large number of repeating elements made of the same profiles of round, rectangular and chewing section, of which the frame sections are composed in which the motor units are fixed, as well as by the minimum number of mechanical moving and wearing parts and service points, such as bearings , bushings, transmissions, hinges, etc.
  • the vertical take-off and landing aircraft (LA) consists of a supporting frame (17), an automatic control system (20), manual controls (18), a cockpit (22) with a pilot seat (6), motor installations (3), combined clusters, and auxiliary systems.
  • the frame of the aircraft (17) is made of a spatial structure with a central part (25) and parts located on the sides of the device to the right (24) and left (23) in the direction of flight.
  • the central part of the aircraft frame is a spatial structure and is designed to install controls, pilot seat, cockpit (22), automatic control system (20), manual (18) and foot (14) controls, detachable steering unit also performing the role of a remote control for the apparatus, a compressor (8) (for the pneumatic version) and its systems.
  • the shape of the central part is determined by the ergonomics of the placement of the pilot, depending on its weight, height, and the need to carry ammunition.
  • the right (24) and left (23) parts of the frame are clusters of motor installations and are designed to accommodate motor installations, primary and backup power sources, electrical and pipe wiring, front and rear space scanning units, auxiliary devices such as headlights, bumpers, etc.
  • These parts of the frame are spatial structures and are implemented in the form of a set of similar sections interconnected, inside which the same type of motor units are placed, which together with the frame form the right and left cluster of the motor units, and no more than one motor unit is installed (3) in the section.
  • Section is a section of the frame, limited in volume by structural elements of the frame, such as spars, struts, beams, aerodynamic wells, lining, etc., but not having them inside, having at least two points of attachment of the supporting armature of the engine of the motor unit to the cluster frame, wherein each section is connected to the neighboring section at least at one point.
  • the neighboring sections are completely or partially identical in terms of the parts (elements) used in their composition, which makes it possible to rearrange these parts between sections, which ensures maintainability.
  • This also provides flexibility in the design of devices of different load capacities, as the number of sections (and motor installations in them) can be easily increased as a continuation of the existing frame (17) (cluster).
  • the shape of the sections and the order of their installation is selected in such a way as to minimize the free space between the motor installations (3).
  • Linear placement is permissible when the motor-units are located in one horizontal plane symmetrically relative to each other, and staggered when the motor-units are offset with respect to each other in horizontal and / or vertical planes (in this case, the motor-units are installed at two levels in height , as shown in Fig. 24, and the upper level motor installations are installed in the free space between the lower level motor installations), which is more universal and preferred option.
  • Sections can also be limited by aerodynamic wells (15), with an inner diameter equal to or greater than the diameter of the propeller (10) of the motor unit (3).
  • the aircraft contains two clusters of motor installations, with each cluster containing at least three motor installations (3). Number of motor installations
  • Clusters (23 and 24) are attached to the central part (25) by means of a folding mechanism (34), which is, in particular, rotation loops (33) and pin locks (30), allowing clusters to be folded up or down relative to the central part and fix them in extreme positions.
  • a folding mechanism which is, in particular, rotation loops (33) and pin locks (30)
  • the folding mechanism it is a sliding mechanism on runners, moving along which the lateral clusters are pushed under the aircraft and extended into the working position, being fixed with pin locks in the extreme positions.
  • the frame of the aircraft (17) is made of light profile materials, such as carbon, composite materials, aluminum, duralumin-aluminum or titanium (titanium is preferred) and is a spatial structure of elements (profiles) of round, oval, chewing and rectangular cross-section, combined by welding, riveting or gluing (metal welding and gluing for carbon and composites are preferred).
  • light profile materials such as carbon, composite materials, aluminum, duralumin-aluminum or titanium (titanium is preferred) and is a spatial structure of elements (profiles) of round, oval, chewing and rectangular cross-section, combined by welding, riveting or gluing (metal welding and gluing for carbon and composites are preferred).
  • the necessary rigidity of the frame and the protection of the pilot and the surrounding ones from rotating propellers, or their fragments during destruction, is achieved by the spatial (volumetric) frame structure and propeller guards located inside the frame sections, as well as aerodynamic wells (15) in the section embodiment.
  • Motor units (3) are assembled on reinforcement (4), made preferably of the same material as the frame, and by means of this reinforcement are attached to the frame using one of the methods previously described, according to the used material of the reinforcement and frame.
  • Electric and pipe wiring, sensors and systems of the apparatus, steering and pilot's seat, cockpit, power and energy sources are also attached to the frame.
  • optical channels of the frame integrity monitoring system pass, and wiring (electrical and pipe) can also be laid in cases where increased protection of the wiring from external mechanical influences is required.
  • the motor installation comprises one or more electric motors arranged coaxially with horizontal rotation propellers attached to them.
  • the motors are powered from a single power source (IP) or a group of IPs located directly on fittings and in the air stream from the propeller of this engine.
  • IP power source
  • auxiliary FEs located outside the motor installation and supplying several motor installations at once, but not all at once from one IP, can also be used. It is possible that auxiliary IPs are located inside the hollow frame elements, in the free space between the cluster propellers, above and below the motor units.
  • Preferred is the location of the IP in the free space between the propellers of the cluster.
  • Each motor installation contains an individual engine controller (9), receiving commands from the central control unit (autopilot) of the aircraft and controlling the electric motors of the motor installation, monitoring serviceability and monitoring compliance with the specified mode of operation of the engines and the IP of the motor installation using current, voltage, temperature, revolutions, vibrations.
  • Current sensors are located at the entrance to the motor installation according to the electric circuit and measure the current consumed by the motor installation from the IP, as well as in the phase conductors of the motors, individually measuring the current of each phase.
  • the voltage sensors are located on the controller circuit board and are connected to the measured points in the motor installation: input voltage IP, voltage on the motor, voltage in phases, voltage of the electronic components of the controller.
  • RPM sensors are located near electric motors and measure RPM and the fact of rotation by a change in the magnetic field or reflection / interruption of a light beam on the control surface of the engines during rotation (a magnetic sensor is preferred).
  • Temperature sensors are located on the controller circuit board and at controlled points: on the IP, on the motor windings, on the power switches. Vibration sensors are located at the points of attachment of the engines to the frame. In the case of using rechargeable IP, the engine controller also monitors the charging of the IP of the motor installation. Thus, each motor installation is an independent functional unit.
  • a cable is laid between the central unit (autopilot) and the motor units, through which control commands (main channel) are transmitted from the autopilot located in the central part of the aircraft to the motor units and the motor units are slowly charged with low current if rechargeable IP units are used. It is possible to switch power from neighboring motor installations to the desired motor installation by a system of switches located in the motor installations using this cable. Fast charging with high currents is carried out by connecting the charger directly to the motor installation IP.
  • the redundant control (command transmission) channel for motor installations is implemented either by another cable laid in a different route (to avoid simultaneous damage to both cables) or via a radio channel, while the radio channel option allows you to save wiring weight, and the cable option improves the channel noise immunity.
  • Cables are laid by the matrix method, when one control channel is laid by cables running transversely to the axis of symmetry of the apparatus, and the second channel is longitudinally (such laying is possible due to the cluster design of the right and left parts of the frame).
  • two cables are suitable for each motor installation from different sides and without repeating sections of the laying route.
  • transceivers are installed in each motor installation and in autopilot. To synchronize the transmission, a protocol with collision resolution by transmitter priority is used.
  • the autopilot has the highest priority, then the priorities are distributed between the motor installations from the highest to the smallest, and the highest priority are the motor installations that are farthest from the center of mass, as making the greatest contribution to the control effect on the device due to the greater lever to the center of mass.
  • IP As an IP, it is possible to use generators and turbogenerators of all kinds, accumulators of all kinds, chemical current sources of all kinds, fuel cells of all kinds, radioisotope and nuclear power elements of all kinds. Installation and connection of the listed types of IP is carried out according to the manufacturer’s manual regarding the used IP model. Preferred are rechargeable chemical current sources (batteries).
  • the motor unit (3) comprises one or more pneumatic engines arranged coaxially with horizontal propellers (10) connected to them, the exhaust gas exhaust downward.
  • Each pneumatic engine is powered by a compressor (8) installed in the central part of the aircraft through pipelines and an electric valve system that regulates the supply of compressed gas to air motors and their traction, receiving commands from the central control unit (autopilot) of the aircraft.
  • the compressor (8) is an internal combustion engine or turbine unit with an air compression unit, powered by fuel from a tank located above the compressor and mounted on its casing.
  • the compressor contains a pneumatic accumulator, mounted on its casing, designed for temporary supply of engines in case of failure of the main compressor.
  • Compressed air from the compressor (8) enters the pneumatic motors through independent pipelines, each pipeline to its own motor installation (3), laid inside or outside the frame elements, while the inner gasket improves the protection of pipelines, and the outer gasket improves cooling and maintainability.
  • An external gasket is preferred to improve maintainability.
  • the control valves of each air motor are located at both ends of each pipeline, moreover, one of the pair of valves can be discrete, intended only for locking the emergency pipeline (preferably the location of such a valve at the beginning of the pipeline, at the compressor), and the second should be adjusting, individual for each air motor ( preferably, the location of such a valve at the end of the pipeline, in the inlet pipe of the air motor (12)).
  • the autopilot gives commands to the engine controller (9) and it controls the degree of opening of the control valves by changing the electrical signals supplied to them through the wires and, thereby, regulates the gas flow in this channel and, therefore, the power and traction of this motor unit supplied to the air motor.
  • the controller installed on the air motor (9) carries out continuous monitoring of the air motor operability according to the readings of the RPM, temperature, vibration sensors and can independently decide to turn off the emergency engine by shutting off the supply pipelines with the autopilot warning.
  • the autopilot can also instruct the engine controller (9) to turn off the air motor.
  • the speed sensors are located at the air motors and measure the speed and the fact of rotation by changing the magnetic field of the air motor blades or reflecting / interrupting the light beam on the control surface of the engines during rotation (a magnetic sensor is preferred).
  • Temperature sensors are located on the controller circuit board and at controlled points: on valves, on motor housings, on the pipeline.
  • Vibration sensors are located at the points of attachment of the engines to the frame. Transferring commands to the controller and collecting diagnostic information from the controller is carried out via control cables and a radio channel equivalent to the previous embodiment of the invention.
  • a backup compressor and backup pipelines with independent (from the main) valves it is possible to install a backup compressor and backup pipelines with independent (from the main) valves to compensate for damage in flight, while the backup compressor is installed inside the central part of the aircraft frame, together with the main one, so as not to violate the center of gravity of the device, and backup pipelines are laid inside the cluster by a route that does not coincide with the route of the main pipelines in order to avoid their simultaneous destruction. That is, the matrix method, when one control channel is laid by pipelines running transversely to the symmetry axis of the apparatus, and the second channel is longitudinally (such laying is possible due to the cluster design of the frame with repeating elements). In this case, two pipelines are suitable for each air motor from different sides and without repeating sections of the laying route. Compressors have independent control systems, fuel equipment and tanks.
  • the automatic control system performs the task of stabilizing the angular and spatial position of the aircraft, as well as stabilizing a given height, by selectively changing the thrust of the motor units of the clusters, by transmitting control commands to the motor controllers of each motor unit.
  • the automatic control system consists of three independent autopilot boards, the serviceability of which is carried out by a separate controller, in the majority way, according to the decisions they make.
  • Each autopilot board contains a set of inertial sensors (a three-axis gyroscope and a three-axis accelerometer), a magnetic sensor (compass), a barometric altitude sensor and an airspeed sensor, made according to the differential pressure sensor with a pitot-type air intake, pyrometric horizon sensors, a satellite navigation receiver systems, as well as optical, ultrasonic or radio altimeters (a radio altimeter is preferred).
  • the sensor readings are collected in the central processor of the autopilot, where they are integrated and corrected using the Kalman filter, the output of which gives the true values of the orientation angles of the device, as well as angular and linear speeds and accelerations.
  • the central processor calculates the necessary thrust individually for each engine of motor installations, either by solving the Navier - Stokes equations, where the motor installations of the cluster are represented by a vector field (the method gives the most accurate result for the universal dimension of the cluster, but also requires maximum computing resources), or by vector decomposition of thrust of each motor installation to the center of mass of the aircraft in three-dimensional space (the method requires trigonometric calculations with a floating point for each motor installation, but at the same time, less computing resources than the Navier-Stokes equations), or through Hooke's law with diffusion, where each motor installation is represented by an inertial elastic element since It works in an elastic gas (air) environment, and the interconnection of neighboring motor installations (draft gradient) is described by the equation of diffusion to neighboring motor installations (the method gives the least accurate result due to the dependence on the medium elasticity determined by the flight altitude, but can be easily reduced to integer calculations and through diffusion coefficients it is possible to flexibly adjust the load on the cluster motors located at different distances from the
  • the control system of the device imitates well-known and familiar to the user control circuits of land vehicles, for which it contains the controls inherent in land vehicles - steering wheel and handles and / or accelerator and brake pedals, for the version only manual or mixed manual / foot control - what provides a control technique identical to a ground vehicle, motorcycle or car by processing the control system (autopilot) signals of the controls I transform them into commands for motoustanovok.
  • the flight altitude is set by a separate handle and is automatically held by the control system (autopilot) during the entire flight according to the indications of a group of sensors, such as a satellite navigation system receiver, barometric altitude sensor, optical (for low altitudes) and / or radio altimeter (for high altitudes), radar , ultrasonic rangefinder (for radiolucent obstacles).
  • a group of sensors such as a satellite navigation system receiver, barometric altitude sensor, optical (for low altitudes) and / or radio altimeter (for high altitudes), radar , ultrasonic rangefinder (for radiolucent obstacles).
  • the steering unit is made with the possibility of removal from the apparatus assembly by disconnecting the quick-release latches of the “frogs” and disconnecting the pin connector connecting the steering unit to the autopilot via wired communication, and used as an independent remote control of the device in unmanned and remotely piloted modes, for which the control unit contains its own rechargeable power source and a radio transmitter-receiver.
  • the set of features of the proposed aircraft allows you to get a small-sized, mobile, environmentally friendly, safe and convenient design of the vertical take-off aircraft, which has high maintainability, fault tolerance, economical operation, which allows the aircraft to be used by emergency response services, medical and postal services, as short-range means in mountain, wetlands and other difficult terrain, as a means of geological exploration and army intelligence, as a means of inspection and repair of electric lines soap has, with the approach to the object on either side of the vehicle airborne groups in the warehouse logistics and safety, as a means of evacuation (or unmanned remotely piloted mode) as flying crane in the construction engineering and fortifications as entertainment means.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Sustainable Energy (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к летательным аппаратам вертикального взлёта и посадки. Летательный аппарат включает базовую несущую раму пространственной конструкции, сиденье, кабину, органы управления, мотоустановки, систему управления, систему дистанционного управления. Базовая несущая рама выполнена с центральной частью и с двумя периферийными кластерами справа и слева по полёту, причём периферийные кластеры могут складываться вверх, вниз или задвигаться под центральную часть. Центральная часть и периферийные кластеры рамы выполнены пространственной конструкцией. Каждый периферийный кластер выполнен, по меньшей мере, из трех однотипных секций, соединённых между собой. Внутри каждой секции размещена мотоустановка, содержащая, как минимум, один двигатель и, как минимум, один пропеллер горизонтального вращения. Использование изобретения позволяет повысить отказоустойчивость и безопасность, улучшить ремонтопригодность летательного аппарата вертикального взлёта и посадки.

Description

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПООАДКИ
Область техники, которой относится изобретение
Изобретение относится к области авиастроения, а именно к летательным аппаратам вертикального взлёта и посадки, и может быть использовано как персональное средство передвижения, как летающий кран, как платформа для сброса парашютиста, как средство разведки и атаки, как тяжёлый беспилотный летательный аппарат (БПЛА) или дистанционно пилотируемый летательный аппарат (ДПЛА).
Уровень техники
Из уровня техники известен «летающий мотоцикл» (см. патент RU 108016,
29.10.2010г.), обладающий системой спасения парашютного типа, содержащий крестообразную раму, 4 симметричных пропеллера и двигатель. Недостатками указанного устройства является то, что рама плоского балочного типа не обеспечивает необходимой жёсткости конструкции, стойкой к прецессионным и нутационным колебаниям пропеллеров большой массы, что приводит к резонансным колебаниям, влечёт образование усталостных дефектов в конструкции и усложняет задачу стабилизации аппарата в воздухе, отказ хотя бы одного пропеллера из четырёх (а также любых других элементов конструкции, обеспечивающих работу пропеллера) ведёт к аварии, а система спасения парашютного типа не предотвращает аварию, а лишь смягчает её последствия. Сомнительна эффективность парашютной системы спасения на малых высотах полёта. Пропеллеры большого диаметра и массы не могут быть быстро остановлены при аварии.
Также из уровня техники известен летающий мотоцикл по проекту Aero-X Hoverbike http:.//aeroiex.com/theaerox " содержащий двигатель внутреннего сгорания и два пропеллера для обеспечения тяги, а также систему управления на отклоняемых аэродинамических рулях. Недостатками указанного устройства является то, что привод обоих пропеллеров осуществляется от одного двигателя, а двухпропеллерная схема является неустойчивой и отказ двигателя, или любое нарушение в работе пропеллеров, трансмиссии, аэродинамических рулей или других систем, обеспечивающих их функционирование, ведёт к немедленной раскрутке аппарата в воздухе и делает невозможным его спасение, а также его безопасное покидание пилотом. Рама плоского типа не обеспечивает необходимой жёсткости конструкции, стойкой к прецессионным и нутационным колебаниям пропеллеров большой массы, что приводит к резонансным колебаниям, влечёт образование усталостных дефектов в конструкции и усложняет задачу стабилизации аппарата в воздухе. Пропеллеры большого диаметра и массы не могут быть быстро остановлены при аварии.
Из уровня техники также известен летающий мотоцикл по проекту «МА hoverbike helicopter» http://www.hover-bike om/ A product/hoverbiKe-helicopter/ обладающий, в разных конфигурациях, двумя или четырьмя пропеллерами. Недостатками указанного устройства является то, что привод пропеллеров осуществляется от одного двигателя, а двухпропеллерная схема является неустойчивой, отказ двигателя, или любое нарушение в работе пропеллеров, трансмиссии, аэродинамических рулей или других систем, обеспечивающих их функционирование, ведёт к немедленной раскрутке аппарата в воздухе и делает невозможным его спасение, а также его безопасное покидание пилотом. Это же справедливо и для четырёхпропеллерного варианта, т.к. аппарат не может продолжить полёт в случае отказа хотя бы одного пропеллера. Рама плоского типа не обеспечивает необходимой жёсткости конструкции, стойкой к прецессионным и нутационным колебаниям пропеллеров большой массы, что приводит к резонансным колебаниям, влечёт образование усталостных дефектов в конструкции и усложняет задачу стабилизации аппарата в воздухе. Пропеллеры большого диаметра и массы не могут быть быстро остановлены при аварии.
Известен летательный аппарат под названием «Moller M200G Volantor» (US) h it :// ww . rn о 11 er . со m/, содержащий платформу, фюзеляж, восемь роторно-поршневых двигателей Ванкеля, восемь пропеллеров в кольцевом ободе, кабину, сиденье пилота. Недостатками указанного устройства является единая топливная система и бак для питания всех двигателей, отказ которой приводит к остановке всех двигателей сразу, а посадка на авторотации невозможна в силу малого диаметра пропеллеров и тормозящих сил в двигателях, что не обеспечивает безопасности полёта через резервирование. Высокая сложность управления двигателями Ванкеля за счёт низкой, по сравнению с электродвигателями, приёмистостью этих моторов, а также необходимость постоянно выдерживать высокие обороты для сохранения оптимального режима работы применённого двигателя, вынуждает использовать систему управления шагом воздушного винта. Данная система увеличивает массу аппарата, снижает его надёжность, добавляет лишний обслуживаемый узел у каждого мотора. Совокупность недостатков применённой системы движителя приводит к раскачкам аппарата даже в безветрие (хорошо заметным на опубликованных видео испытаний) с перспективой потери стабилизации и аварии. Неоднократные перегревы и возгорания двигателей вынудили конструкторов перейти с бензина на токсичную этаноло-водную смесь в качестве топлива, что не исправило проблемы пожароопасности полностью, зато снизило итак невысокую энерговооружённость и приёмистость аппарата. Низкая надёжность, ресурс и ремонтопригодность двигателей Ванкеля и системы управления шагом винта, низкая технологичность производства аппарата, а также громоздкая компоновка в форме тарелки с высокой парусностью поверхности, высокая итоговая стоимость аппарата, невозможность сложения - не позволили ему пойти в серийное производство.
Также из уровня техники известен летательный аппарат Personal Aircraft компании Zee. Aero Inc., US2013031 1008A1. Аппарат представляет собой самолёт аэродинамической схемы «утка», снабжённый двумя рядами пропеллеров вертикальной тяги и двумя толкающими пропеллерами. Недостатком указанного устройства является то, что основная подъёмная сила в полёте создаётся крыльями, что требует передвижения со скоростью, величиной не менее скорости сваливания, а зависание на пропеллерах вертикальной тяги является перегруженным режимом. Аэродинамическая схема «утка» склонна к «клевку» на критических углах атаки, что особенно опасно при полётах вблизи земли, а также при взлётах и посадках. Аппарат обладает габаритами легкомоторного самолёта и не имеет механизма сложения крыльев и блоков двигателей. Питание двигателей осуществляется от общего источника, что снижает надёжность устройства, а арматура крепления двигателей не типизирована, что ухудшает ремонтопригодность. Расположение пропеллеров вертикальной тяги вблизи блистера кабины усложняет аварийное покидание борта.
Наиболее близким аналогом заявленного изобретения является летательный аппарат VC200 компании e-volo h it ://w w .e-volo.com/ содержащий 16 горизонтально расположенных электродвигателей с пропеллерами, кабину пилота и аккумуляторную батарею в ней, а также систему спасения всего аппарата парашютного типа. Недостатками наиболее близкого аналога является зависимая энергосистема, где все двигатели питаются от одной батареи с большой протяжённостью силовой проводки от единственной батареи к двигателям, что не обеспечивает безопасности полёта через резервирование, т.к. отказ батареи ведёт к отказу всех двигателей сразу, а посадка на авторотации невозможна в силу малого диаметра пропеллеров и тормозящих сил в электродвигателях привода. Конструкция фюзеляжа с работающими на излом карбоновыми элементами плоской рамы пропеллеров, диаметром более 10 метров, впустую увеличивают массу аппарата. Совокупность описанных недостатков увеличивает стоимость аппарата и ухудшает ремонтопригодность. Органы управления авиационного типа требуют от пилота навыков управления вертолётом. Сомнительна эффективность парашютной системы спасения на малых высотах полёта.
Сущность изобретения
Задачей, решаемой заявленным изобретением, является создание абаритной, мобильной, экологичной, безопасной и удобной конструкции летательного аппарата вертикального взлета, обладающего высокой ремонтопригодностью, отказоустойчивостью, экономичностью в эксплуатации, а также малым габаритом в рабочем и сложенном состояниях.
Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении отказоустойчивости, ремонтопригодности и безопасности летательного аппарата вертикального взлёта и посадки, а также уменьшении габарита в рабочем и сложенном состояниях.
Технический результат заявленного изобретения достигается за счет того, что Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, включающий базовую несущую раму пространственной конструкции, кабину, сиденье, органы управления, мотоустановки, систему управления, систему дистанционного управления,
причем
базовая несущая рама выполнена с центральной частью и с двумя периферийными кластерами, при этом центральная часть и периферийные кластеры рамы выполнены пространственной конструкцией,
причем каждый периферийный кластер выполнен по меньшей мере из трех однотипных секций, соединённых между собой,
при этом внутри каждой секции размещена мотоустановка, содержащая как минимум один двигатель и как минимум один пропеллер горизонтального вращения, а периферийные кластеры закреплены на центральной части посредством механизма складывания, позволяющего складывать периферийные кластеры вверх или вниз относительно центральной части рамы и фиксации их в крайних положениях,
или закреплены посредством раздвижного механизма, выполненного с возможностью задвижки периферийных кластеров под центральную часть рамы и фиксации в крайних положениях.
В частном случае выполнения заявленного изобретения периферийные кластеры пространственной рамы состоят из однотипных секций, полностью или частично составленных из идентичных деталей, причём деталь с одной секции может быть переставлена в другую секцию.
В частном случае выполнения заявленного изобретения секция периферийного кластера рамы летательного аппарата ограничена по объёму элементами рамы кластера и/или аэродинамическими колодцами, и выполнена с не менее чем двумя точками крепления несущей арматуры двигателя мотоустановки к раме кластера, при этом каждая секция соединена с соседней секцией как минимум в одной точке.
В частном случае выполнения заявленного изобретения секции рамы с мотоустановками размещены линейно и симметрично относительно друг друга, по меньшей мере, в одной горизонтальной плоскости. В частном случае выполнения заявленного изобретения секции рамы с мотоустановками размещены в шахматном порядке со смещением относительно друг друга по меньшей мере в одной горизонтальной плоскости.
В частном случае выполнения заявленного изобретения каждая мотоустановка содержит, по меньшей мере, один электрический двигатель, при этом питание электрического двигателя осуществлено, по меньшей мере, от одного источника электрического питания, размещенного непосредственно на мотоустановке и расположенного в потоке воздуха пропеллера двигателя мотоустановки.
В частном случае выполнения заявленного изобретения мотоустановка содержит, по меньшей мере, два электрических двигателя размещенных соосно.
В частном случае выполнения заявленного изобретения источник электрического питания каждой мотоустановки выполнен с возможностью аварийного переключения на питание других мотоустановок по кабелю системой коммутаторов.
В частном случае выполнения заявленного изобретения источник электрического питания выполнен в виде топливных ячеек, радиоизотопных и ядерных источников электрического питания.
В частном случае выполнения заявленного изобретения каждая мотоустановка с электрическим двигателем является самостоятельной единицей с собственным источником питания и контрольно-измерительной аппаратурой, получающей команды от центрального блока управления (автопилота).
В частном случае выполнения заявленного изобретения каждая мотоустановка содержит, по меньшей мере один пневматический двигатель, при этом питание каждого пневматического двигателя каждой мотоустановки осуществляется от установленного в центральной части рамы летательного аппарата компрессора через отдельный трубопровод с системой клапанов с электроприводом, регулирующих подачу сжатого газа на пневмодвигатели и их тягу, получая команды от системы автоматического управления летательного аппарата.
В частном случае выполнения заявленного изобретения мотоустановка содержит, по меньшей мере, два пневматических двигателя размещенных соосно.
В частном случае выполнения заявленного изобретения трубопроводы проложены внутри или снаружи элементов рамы.
В частном случае выполнения заявленного изобретения компрессор дополнительно содержит пневмоаккумулятор.
В частном случае выполнения заявленного изобретения каждая пневматическая мотоустановка является самостоятельной единицей с собственным каналом передачи пневматической энергии от центрального компрессора и собственной контрольно- измерительной аппаратурой, получающая команды от центрального блока управления.
В частном случае выполнения заявленного изобретения дополнительно содержит дублирующий компрессор и дублирующие трубопроводы с независимыми клапанами, при этом дублирующий компрессор установлен внутри центральной части рамы летательного аппарата, совместно с основным.
В частном случае выполнения заявленного изобретения на центральной части рамы установлена кабина с посадочным местом пилота и органами управления системы управления, органами ручного и ножного управления, блоком рулевого управления, компрессором.
В частном случае выполнения заявленного изобретения штатные органы управления выполнены с возможностью демонтажа в сборе быстросъёмным соединителем и использования их в качестве пульта дистанционного управления для дистанционного управления аппаратом в беспилотном режиме.
В частном случае выполнения заявленного изобретения каждая мотоустановка управляется индивидуально, при этом каждый периферийный кластер выполнен с равным числом мотоустановок, пропеллеры, которых вращаются по часовой стрелке и мотоустановок, пропеллеры которых вращаются против часовой стрелки.
В частном случае выполнения заявленного изобретения каждая мотоустановка управляется индивидуально, при этом каждый периферийный кластер выполнен с мотоустановками, содержащими чётное число пропеллеров противоположного вращения.
В частном случае выполнения заявленного изобретения в составе автопилота содержит систему удержания заданной высоты, курса, маршрута, положения в пространстве.
В частном случае выполнения заявленного изобретения содержит систему автоматического управления, работающую в пилотируемом, автономном беспилотном и дистанционно управляемом режимах.
В частном случае выполнения заявленного изобретения в центре масс расположено подвесное устройство для подъёма и транспортировки грузов на внешнем подвесе.
В частном случае выполнения заявленного изобретения кластеры мотоустановок выполнены с возможностью размещения блоков сканирования переднего и заднего пространства, вспомогательных устройств, освещения. Краткое описание чертежей
Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного летательного аппарата вертикального взлета и посадки с использованием чертежей, на которых показано:
Фиг.1 - вид сбоку на мотоустановку электрического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения;
Фиг.2 - общий вид на мотоустановку электрического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения;
Фиг.З - вид сверху на мотоустановку электрического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения, размещённую в аэродинамическом колодце, и разрез колодца по линии В;
Фиг.4 - вид сбоку на мотоустановку электрического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения, приводимыми отдельными двигателями;
Фиг.5 - общий вид на мотоустановку электрического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения, приводимыми отдельными двигателями;
Фиг.6 - вид сверху на мотоустановку электрического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения, приводимыми отдельными двигателями, размещённую в аэродинамическом колодце, и разрез колодца по линии С;
Фиг.7 - вид сбоку на мотоустановку электрического типа с одним пропеллером; Фиг.8 - общий вид на мотоустановку электрического типа с одним пропеллером;
Фиг.9 - вид сверху на мотоустановку электрического типа с одним пропеллером, размещённую в аэродинамическом колодце, и разрез колодца по линии А;
Фиг.10 - вид сбоку на мотоустановку электрического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения, приводимыми отдельными двигателями, вариант 2;
Фиг.1 1 - общий вид на мотоустановку электрического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения, приводимыми отдельными двигателями, вариант 2;
Фиг.12 - вид сверху на мотоустановку электрического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения, приводимыми отдельными двигателями, размещённую в аэродинамическом колодце, вариант 2, и разрез колодца по линии D;
Фиг.13 - вид сбоку на мотоустановку пневматического типа с одним пропеллером;
Фиг.14 - общий вид на мотоустановку пневматического типа с одним пропеллером;
Фиг.15 - вид сверху на мотоустановку пневматического типа с одним пропеллером, размещённую в аэродинамическом колодце, и разрез колодца по линии Е;
Фиг.16 - вид сбоку на мотоустановку пневматического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения, приводимыми отдельными двигателями;
Фиг.17- общий вид на мотоустановку пневматического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения, приводимыми отдельными двигателями; Фиг.18 -вид сверху на мотоустановку пневматического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения, приводимыми отдельными двигателями, размещённую в аэродинамическом колодце, и разрез колодца по линии F;
Фиг.19 - вид сбоку на мотоустановку пневматического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения, приводимыми отдельными двигателями, вариант 2;
Фиг.20 - общий вид на мотоустановку пневматического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения, приводимыми отдельными двигателями, вариант 2;
Фиг.21 - вид сверху на мотоустановку пневматического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения, приводимыми отдельными двигателями, размещённую в аэродинамическом колодце, вариант 2, и разрез колодца по линии G;
Фиг.22 - вариант исполнения кластера с линейным расположением мотоустановок;
Фиг.23 - вариант исполнения кластера с шахматным расположением мотоустановок (предпочтительный вариант);
Фиг.24 - вариант исполнения кластера с шахматным расположением мотоустановок в двух плоскостях;
Фиг.25 - вид рамы с двумя кластерами в разложенном виде (без кабины);
Фиг.26 - вид рамы с двумя кластерами в разложенном виде (с кабиной), предпочтительный вариант;
Фиг.27 - вид рамы с двумя кластерами, сложенными вверх (предпочтительный вариант);
Фиг.28 - вид рамы с двумя кластерами, сложенными сдвижением под центральную часть;
Фиг.29 - вид рамы с двумя кластерами, сложенными вниз, вариант 1 ;
Фиг.ЗО - вид рамы с двумя кластерами, сложенными вниз, вариант 2;
Фиг.31 - механизм сложения (предпочтительный вариант) и размещение дополнительных источников питания и приборов;
Фиг.32 - механизм сложения (разложенное состояние);
Фиг.ЗЗ - механизм сложения (сложенное состояние);
Фиг.34 - размещение контрольных датчиков на мотоустановке.
На фигурах цифрами обозначены следующие позиции:
1 - двигатель, 2 - электрический источник питания (для варианта электрического привода), 3 - мотоустановка в составе кластера, 4 - несущая арматура мотоустановки, 5 - механизм складывания кластеров, 6 - место пилота, 7 - рулевое управление, 8 - компрессор (для варианта пневматического привода), 9 - контроллер двигателя, 10 - пропеллер, 1 1 - вал привода пропеллера, 12 - входной а патрубок сжатого газа с регулировочным электрическим клапаном, 13 - выходной патрубок отработанного газа, 14 - педали управления, 15 - аэродинамический колодец мотоустановки, 16 - быстросъёмные защелки крепления рулевой колонки, 17 - рама летательного аппарата, 18 - ручки управления на руле, 19 - блок управления рулевой колонки с радиопередатчиком и аккумулятором, 20 - система автоматического управления, 21 - дверь кабины, 22 - кабина, 23 - левая часть рамы, 24 - правая часть рамы, 25 - центральная часть рамы, 26 - внешнее подвесное устройство, 27 - радары переднего и заднего обзора, 28 - световые приборы, 29 - размещение резервных источников питания, 30 - замок механизма сложения рамы (предпочтительного варианта), 31 - запирающий палец замка, 32 - шплинт, 33 - поворотная петля механизма сложения рамы (предпочтительного варианта), 34 - несущая арматура механизма сложения, 35 - датчик оборотов, 36 - датчик вибрации, 37 - датчики тока, 38 - датчики напряжения, 39 - датчики температуры.
Раскрытие изобретения
Заявляемая конструкция летательного аппарата содержит кластеры, составленные каждый из трёх или более мотоустановок (3), состоящих каждая, как минимум, из одного мотора, электрического или пневматического, и, как минимум, одного пропеллера (10) горизонтального вращения, независимых друг от друга электрически и механически, управляемых индивидуально, вращающихся поровну по часовой и против часовой стрелки (если пропеллеров больше одного).
Каждая мотоустановка (3) содержит индивидуальный электрический источник питания (2) или использует индивидуальный канал передачи пневматической энергии. Неисправность одной или нескольких мотоустановок (3) не ведёт к опрокидыванию или раскрутке аппарата, т.к. потерянная тяга и крутящий момент автоматически перекладываются на исправные мотоустановки (3) кластера, при условии достаточного запаса мощности исправных мотоустановок (3), причём исправные мотоустановки (3) полностью независимы от неисправных.
Это делает не нужным установку каких-либо дополнительных систем спасения, как для пилота, так и для аппарата в целом, достигается цель отказоустойчивости во всём диапазоне высот полёта. Пропеллеры (10) малого диаметра и массы могут быть быстро остановлены как за счёт естественного торможения, так и принудительно, созданием двигателем обратного усилия, чем достигается эксплуатационная безопасность.
Система безопасности аппарата, также, реализована, во-первых, группой оптических сенсоров, расположенных в фюзеляже непосредственно у пропеллеров (10), по сигналу с которых (в случае попадания предметов в зону пропеллера) происходит экстренный останов данного пропеллера (10). В случае работы аппарата в условиях сильной запылённости, оптические сенсоры могут быть заменены ёмкостными или радиолокационными сенсорами, при этом радиолокационные обеспечивают большее покрытие, а ёмкостные - большую избирательность. Во-вторых, системой оптических датчиков внутри полых элементов рамы, состоящей из приёмников и передатчиков оптических сигналов, работающих постоянно в течение полёта. В случае разлома элемента рамы канал оптической связи рвётся и система автоматического управления (20) получает сигнал о месте повреждения рамы.
Несущая рама летательного аппарата пространственной (объёмной) конструкции обеспечивает необходимую жёсткость при малом весе. Высокая ремонтопригодность достигается блочной конструкцией рамы с большим количеством повторяющихся элементов, выполненных из однотипных профилей круглого, прямоугольного и ожевального сечения, из которых составлены секции рамы, в которых закреплены мотоустановки, а также минимальным количеством механических подвижных и изнашивающихся частей и точек обслуживания, таких как подшипники, втулки, трансмиссии, шарниры и т.п.
В зависимости от конфигурации, летательный аппарат может иметь электрический или пневматический привод, чем достигается эксплуатационная экономичность. Летательный аппарат (ЛА) вертикального взлёта и посадки состоит из несущей рамы (17), системы автоматического управления (20), органов ручного управления (18), кабины (22) с посадочным местом пилота (6), мотоустановок (3), объединенных в кластеры, и вспомогательных систем.
Рама летательного аппарата (17) выполнена пространственной конструкцией с центральной частью (25) и частями, расположенными по бокам аппарата справа (24) и слева (23) по направлению полета. При этом центральная часть рамы летательного аппарата представляет собой пространственную конструкцию и предназначена для установки органов управления, посадочного места пилота, кабины (22), системы автоматического управления (20), органов ручного (18) и ножного (14) управления, отъёмного блока рулевого управления, выполняющего, также, роль пульта дистанционного управления аппаратом, компрессора (8) (для варианта пневматического исполнения) и его систем. Форма центральной части определяется эргономикой размещения пилота в зависимости от его массы, роста, необходимости нести амуницию.
Правая (24) и левая (23) части рамы (по полёту) представляют собой кластеры мотоустановок и предназначены для размещения мотоустановок, основных и резервных источников питания, электрической и трубной проводки, блоков сканирования переднего и заднего пространства, вспомогательных устройств, таких как фары, бамперы и т.п. Эти части рамы представляют собой пространственные конструкции и реализованы в виде набора однотипных секций, соединённых между собой, внутри которых размещены однотипные мотоустановки, совместно с рамой образующие правый и левый кластер мотоустановок, причём устанавливается не более одной мотоустановки (3) в секции.
Секцией называется участок рамы, ограниченный по объёму конструктивными элементами рамы, такими как лонжероны, распорки, балки, аэродинамические колодцы, обшивка и т.п., но не имеющий их внутри, имеющий не менее двух точек крепления несущей арматуры двигателя мотоустановки к раме кластера, при этом каждая секция соединена с соседней секцией как минимум в одной точке.
При этом соседние секции полностью или частично идентичны по использованным в их составе деталям (элементам), что позволяет переставлять эти детали между секциями, чем обеспечивается ремонтопригодность. Этим, также, обеспечивается гибкость в конструировании аппаратов разной грузоподъёмности, т.к. число секций (и мотоустановок в них) может быть легко увеличено как продолжение существующей рамы (17) (кластера).
Форма секций и порядок их установки выбирается таким образом, чтобы минимизировать свободное пространство между мотоустановками (3). Допустимо линейное размещение, когда мотоустановки располагаются в одной горизонтальной плоскости, симметрично относительно друг друга, и размещение в шахматном порядке, когда мотоустановки располагаются со смещением относительно друг друга в горизонтальной и/или в вертикальной плоскостях (в этом случае мотоустановки устанавливаются на двух уровнях по высоте, как показано на фиг. 24, причём мотоустановки верхнего уровня устанавливаются в свободное пространство между мотоустановками нижнего уровня), что является более универсальным и предпочтительным вариантом. Также секции могут быть ограничены аэродинамическими колодцами (15), с внутренним диаметром равным или большим, чем диаметр пропеллера (10) мотоустановки (3).
Летательный аппарат содержит два кластера мотоустановок, при этом каждый кластер содержит, по меньшей мере, три мотоустановки (3). Количество мотоустановок
(3) в кластере определяется из необходимой грузоподъёмности аппарата и располагаемой тяги одной мотоустановки с таким расчётом, чтобы суммарная тяга всех мотоустановок, выраженная в килограммах, не менее чем на 10% превосходила массу летательного аппарата, включая расчётную массу пилота и груза, что необходимо для обеспечения маневренного полёта и резервирования отказавших мотоустановок. Дальнейшее увеличение запаса по тяге (путём увеличения количества мотоустановок) повышает маневренные характеристики аппарата, чем улучшает его потребительские качества.
Кластеры (23 и 24) крепятся к центральной части (25) посредством механизма складывания (34), представляющего из себя, в частном случае, петли вращения (33) и штыревые замки (30), позволяющие складывать кластеры вверх или вниз относительно центральной части и фиксировать их в крайних положениях. В частном случае выполнения механизма сложения он представляет собой раздвижной механизм на полозьях, двигаясь по которым боковые кластеры задвигаются под летательный аппарат и выдвигаются в рабочее положение, фиксируясь штыревыми замками в крайних положениях.
Рама летательного аппарата (17) изготовлена из лёгких профильных материалов, таких как карбон, композитные материалы, алюминий, дюраль-алюминий или титан (предпочтительным является титан) и представляет собой пространственную конструкцию из элементов (профилей) круглого, овального, ожевального и прямоугольного сечения, объединённых посредством сварки, клёпки или склейки (предпочтительным является сварка для металлов и склейка для карбона и композитов).
Необходимая жёсткость рамы и защита пилота и окружающих от воздействия вращающихся пропеллеров, или их осколков при разрушении, достигается пространственной (объёмной) конструкцией рамы и защитными ограждениями пропеллеров, расположенными внутри секций рамы, а также аэродинамическими колодцами (15) в варианте исполнения секции.
Мотоустановки (3) собираются на арматуре (4), изготовленной, предпочтительно, из того же материала, что и рама, и посредством данной арматуры крепятся к раме одним из описанных ранее способом, согласно использованному материалу арматуры и рамы. К раме также крепятся электрическая и трубная проводка, датчики и системы аппарата, рулевое управление и место пилота, кабина, источники питания и энергии. Внутри полых элементов рамы проходят оптические каналы системы контроля целостности рамы, а также может быть проложена проводка (электрическая и трубная), в тех случаях, когда требуется повышенная защищённость проводки от внешних механических воздействий.
По первому варианту исполнения изобретения, мотоустановка содержит один или более электрический двигатель, расположенные соосно, с присоединёнными к ним пропеллерами горизонтального вращения. Питание двигателей осуществляется от одного источника питания (ИП) или группы ИП, размещённых непосредственно на арматуре и находящихся в потоке воздуха от пропеллера данной мотоустановки. Также могут быть использованы вспомогательные ИП, расположенные вне мотоустановки и питающие сразу несколько мотоустановок, но не все сразу от одного ИП. Возможно расположение вспомогательных ИП внутри полых элементов рамы, в свободном пространстве между пропеллерами кластера, над и под мотоустановками.
Предпочтительным является расположение ИП в свободном пространстве между пропеллерами кластера.
Каждая мотоустановка содержит индивидуальный контроллер двигателей (9), принимающий команды от центрального блока управления (автопилота) летательного аппарата и осуществляющий управление электродвигателями мотоустановки, контроль исправности и контроль соответствия заданному режиму работы двигателей и ИП мотоустановки, используя датчики тока, напряжения, температуры, оборотов, вибрации.
Датчики тока расположены на входе в мотоустановку по электрической схеме и измеряют потребляемый мотоустановкой от ИП ток, а также в фазовых проводах двигателей, измеряя индивидуально ток каждой фазы. Датчики напряжения расположены на печатной плате контроллера и подключены к измеряемым точкам в мотоустановке: входному напряжению ИП, напряжению на двигателе, напряжению в фазах, напряжению питания электронных элементов контроллера. Датчики оборотов расположены у электродвигателей и измеряют обороты и факт вращения по изменению магнитного поля или отражению/прерыванию луча света на контрольной поверхности двигателей при вращении (предпочтительным является магнитный датчик). Датчики температуры расположены на печатной плате контроллера и в контролируемых точках: на ИП, на обмотках двигателей, на силовых ключах. Датчики вибрации расположены на точках крепления двигателей к раме. В случае использования перезаряжаемых ИП, контроллер двигателя также осуществляет контроль зарядки ИП мотоустановки. Таким образом, каждая мотоустановка является самостоятельной функциональной единицей.
Между центральным блоком (автопилотом) и мотоустановками проложен кабель, по которому передаются команды управления (основной канал) от автопилота, расположенного в центральной части летательного аппарата, к мотоустановкам и осуществляется медленная зарядка ИП мотоустановок малым током, в случае использования перезаряжаемых ИП. Существует возможность переключать питание с соседних мотоустановок на требуемую мотоустановку системой коммутаторов, расположенных в мотоустановках, по данному кабелю. Быстрая зарядка большими токами осуществляется подключением зарядного устройства непосредственно к ИП мотоустановки. Резервный канал управления (передачи команд) мотоустановкам реализуется либо другим кабелем, проложенным иным маршрутом (во избежание одновременного повреждения обоих кабелей), либо по радиоканалу, при этом вариант радиоканала позволяет сэкономить вес проводки, а вариант кабеля улучшает помехозащищённость канала. Кабели прокладываются матричным методом, когда один канал управления прокладывается кабелями, проходящими поперечно оси симметрии аппарата, а второй канал - продольно (такая прокладка возможна за счёт кластерной конструкции правой и левой частей рамы). В этом случае, к каждой мотоустановке подходит два кабеля с разных сторон и без повторяющихся участков маршрута прокладки. В случае использования радиоканала, приёмопередатчики устанавливаются в каждой мотоустановке и в автопилоте. Для синхронизации передачи используется протокол с разрешением коллизий по приоритету передатчика. Наивысший приоритет имеет автопилот, далее приоритеты распределяются между мотоустановками от наивысшего к наименьшему, причём наивысший приоритет имеют дальние от центра масс мотоустановки, как вносящие наибольший вклад в управляющее воздействие на аппарат за счёт большего рычага к центру масс.
В качестве ИП возможно использование генераторов и турбогенераторов всех видов, аккумуляторов всех видов, химических источников тока всех видов, топливных ячеек всех видов, радиоизотопных и ядерных элементов питания всех видов. Установка и подключение перечисленных типов ИП осуществляется согласно руководству завода- изготовителя относительно используемой модели ИП. Предпочтительными являются перезаряжаемые химические источники тока (аккумуляторы).
По второму варианту исполнения изобретения, мотоустановка (3) содержит один или более пневматический двигатель, расположенные соосно, с присоединёнными к ним пропеллерами (10) горизонтального вращения, выхлоп отработанного газа осуществляется вниз.
Питание каждого пневматического двигателя осуществляется от установленного в центральной части летательного аппарата компрессора (8) через трубопроводы и систему клапанов с электроприводом, регулирующих подачу сжатого газа на пневмодвигатели и их тягу, получающих команды от центрального блока управления (автопилота) летательного аппарата. Компрессор (8) представляет собой двигатель внутреннего сгорания или турбоагрегат с блоком сжатия воздуха, питаемый топливом от бака, расположенного над компрессором и закреплённого на его корпусе. Для нужд временного резервирования компрессор содержит пневмоаккумулятор, закреплённый на его корпусе, предназначенный для временного питания двигателей в случае отказа основного компрессора. Переключение на пневмоаккумулятор происходит автоматически при помощи трёхходового клапана, установленного на пневмоаккумуляторе в разрыве трубопровода между пневмоаккумулятором и компрессором, с отводом в трубопроводы питания двигателей, и реагирующего на неравенство давлений по обеим сторонам (компрессора и пневмоаккумулятора), переключающегося в сторону источника большего давления. В роли компрессора (8) наиболее оправдано применение пневматических вспомогательных силовых установок авиационной техники, таких как отечественный двигатель АИ-9, и подобных.
Сжатый воздух от компрессора (8) поступает к пневмодвигателям по независимым трубопроводам, каждый трубопровод к своей мотоустановке (3), проложенным внутри или снаружи элементов рамы, при этом внутренняя прокладка улучшает защищённость трубопроводов, а внешняя прокладка - охлаждение и ремонтопригодность. Предпочтительна наружная прокладка, для улучшения ремонтопригодности.
Клапаны управления каждым пневмодвигателем находятся по обоим концам каждого трубопровода, причём один из пары клапанов может быть дискретным, предназначенным лишь для запирания аварийного трубопровода (предпочтительно расположение такого клапана в начале трубопровода, у компрессора), а второй должен быть регулировочным, индивидуальным для каждого пневмодвигателя (предпочтительно расположение такого клапана в конце трубопровода, во входном патрубке пневмодвигателя (12) ). Автопилот отдаёт команды контроллеру двигателя (9) и тот управляет степенью открытия регулировочных клапанов путём изменения подводимых к ним по проводам электрических сигналов и, тем самым, регулирует расход газа в данном канале и, следовательно, подводимую к пневмодвигателю мощность и тягу данной мотоустановки.
Установленный на пневмодвигатель контроллер (9) осуществляет непрерывный контроль исправности пневмодвигателя по показаниям датчиков оборотов, температуры, вибрации и может самостоятельно принимать решение об отключении аварийного двигателя путём перекрывания клапанами подводящих трубопроводов с оповещением автопилота. Автопилот также может отдать команду контроллеру двигателя (9) на отключение пневмодвигателя. Датчики оборотов расположены у пневмодвигателей и измеряют обороты и факт вращения по изменению магнитного поля лопаток пневмодвигателя или отражению/прерыванию луча света на контрольной поверхности двигателей при вращении (предпочтительным является магнитный датчик). Датчики температуры располагаются на печатной плате контроллера и в контролируемых точках: на клапанах, на корпусах двигателей, на трубопроводе. Датчики вибрации расположены на точках крепления двигателей к раме. Передача команд контроллеру и сбор диагностической информации от контроллера осуществляется по кабелям управления и радиоканалу эквивалентно предыдущему варианту изобретения.
Возможна установка дублирующего компрессора и дублирующих трубопроводов с независимыми (от основного) клапанами для компенсации повреждений в полёте, при этом дублирующий компрессор устанавливается внутри центральной части рамы летательного аппарата, совместно с основным, таким образом, чтобы не нарушить центр тяжести аппарата, а дублирующие трубопроводы прокладываются внутри кластера маршрутом, не совпадающим с маршрутом основных трубопроводов, чтобы избежать их одновременного разрушения. То есть матричным методом, когда один канал управления прокладывается трубопроводами, проходящими поперечно оси симметрии аппарата, а второй канал - продольно (такая прокладка возможна за счёт кластерной конструкции рамы с повторяющимися элементами). В этом случае, к каждому пневмодвигателю подходит два трубопровода с разных сторон и без повторяющихся участков маршрута прокладки. Компрессоры имеют независимые системы управления, топливную аппаратуру и баки.
Система автоматического управления (автопилот) выполняет задачу стабилизации углового и пространственного положения ЛА, а также стабилизацию заданной высоты, путём избирательного изменения тяги мотоустановок кластеров, путём передачи команд управления контроллерам двигателей каждой мотоустановки. Система автоматического управления состоит их трёх независимых плат автопилота, контроль исправности которых осуществляется отдельным контроллером, мажоритарным способом, по принимаемым ими решениям. Каждая плата автопилота содержит набор инерциальных датчиков (трёхосевой гироскоп и трёхосевой акселерометр), магнитный датчик (компас), барометрический датчик высоты и датчик воздушной скорости, выполненный по схеме дифференциального датчика давления с воздухозаборником типа «трубка Пито», пирометрические датчики горизонта, приёмник спутниковой навигационной системы, а также оптические, ультразвуковые или радио высотомеры (радиовысотомер предпочтителен). Показания датчиков собираются в центральном процессоре автопилота, где комплексируются и корректируются с помощью фильтра Калмана, на выходе которого получаются истинные значения углов ориентации аппарата, а также угловых и линейных скоростей и ускорений.
На основании этих параметров центральный процессор рассчитывает необходимую тягу индивидуально для каждого двигателя мотоустановок либо решением уравнений Навье - Стокса, где мотоустановки кластера представлены векторным полем (метод даёт самый точный результат для универсальной размерности кластера, но и требует максимальных вычислительных ресурсов), либо векторным разложением тяги каждой мотоустановки на центр масс ЛА в трёхмерном пространстве (метод требует тригонометрических вычислений с плавающей точкой для каждой мотоустановки, но, при этом, меньше вычислительных ресурсов, чем уравнения Навье - Стокса), либо через закон Гука с диффузией, где каждая мотоустановка представлена инерционным упругим элементом, т.к. работает в упругой газовой (воздушной) среде, а взаимосвязь соседних мотоустановок (градиент тяги) описана уравнением диффузии на соседние мотоустановки (метод даёт наименее точный результат за счёт зависимости от упругости среды, определяемой высотой полёта, зато может быть легко сведён к целочисленным вычислениям и через коэффициенты диффузии возможно гибко регулировать нагрузку на моторы кластера, располагающиеся на разных удалениях от центра масс, выравнивая их износ), либо методом вычисления в полярных координатах, где каждая мотоустановка имеет собственную полярную координату относительно центра симметрии аппарата, а её степень воздействия на угловое положение ЛА выражена через радиус-вектор полярной системы координат в разложении момента мотоустановки на продольные оси симметрии ЛА (метод наиболее прост математически). Оптимальным методом является векторное разложение.
В случае ручного управления пилотом, система управления аппаратом имитирует известные и привычные пользователю схемы управления наземного транспорта, для чего содержит органы управления, присущие наземным транспортным средствам - руль и ручки и/или педали акселератора и тормоза, для варианта только ручного или смешанного ручного/ножного управления - чем обеспечивается техника управления, идентичная наземному транспортному средству, мотоциклу или автомобилю, путём обработки системой управления (автопилотом) сигналов органов управления и преобразования их в команды для мотоустановок. Высота полёта устанавливается отдельной ручкой и автоматически удерживается системой управления (автопилотом) в течение всего полёта по показаниям группы датчиков, таких как приёмник спутниковой навигационной системы, барометрический датчик высоты, оптический (для малых высот) и/или радиовысотомер (для больших высот), радар, ультразвуковой дальномер (для радиопрозрачных препятствий). Это и делает возможным применение схемы управления наземного транспорта на летательном аппарате и снижает порог входа для пользователя, избавляет его от необходимости изучать технику пилотирования летательных аппаратов. Причём блок рулевого управления выполнен с возможеностью снятия с аппарата в сборе путём разъединения быстросъёмных защёлок «лягушек» и разъединением штыревого разъёма, связывающего блок рулевого управления с автопилотом по проводной связи, и использоваться как самостоятельный пульт дистанционного управления аппаратом в беспилотном и дистанционно пилотируемом режимах, для чего блок управления содержит собственный подзаряжаемый источник питания и радио приёмо-передатчик.
Таким образом, совокупность признаков предлагаемого летательного аппарата, реализация которых может быть выполнена в соответствии фиг. 1 - фиг. 34, позволяет получить малогабаритную, мобильную, экологичную, безопасную и удобную конструкцию летательного аппарата вертикального взлета, обладающего высокой ремонтопригодностью, отказоустойчивостью, экономичностью в эксплуатации, что позволяет использовать летательный аппарат службами экстренного реагирования, медицинской и почтовой службой, как средства ближних перелётов в горной, заболоченной и прочих труднопроходимых местностях, как средство геологоразведки и армейской разведки, как средство осмотра и ремонта линий электропередач с возможностью подхода к объекту с любой стороны, как транспортное средство десантных групп, в складской логистике и охране, как средства эвакуации (в беспилотном или дистанционно-пилотируемом режиме), как летающий кран при возведении инженерных и фортификационных сооружений, как средство развлечений.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1 . Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, включающий базовую несущую раму пространственной конструкции, кабину, сиденье, органы управления, мотоустановки, систему управления, систему дистанционного управления,
отличающийся тем, что
базовая несущая рама выполнена с центральной частью и с двумя периферийными кластерами, при этом центральная часть и периферийные кластеры рамы выполнены пространственной конструкцией,
причем каждый периферийный кластер выполнен по меньшей мере из трех однотипных секций, соединённых между собой,
при этом внутри каждой секции размещена мотоустановка, содержащая как минимум один двигатель и как минимум один пропеллер горизонтального вращения, а периферийные кластеры закреплены на центральной части посредством механизма складывания, позволяющего складывать периферийные кластеры вверх или вниз относительно центральной части рамы и фиксировать их в крайних положениях, или закреплены посредством раздвижного механизма, выполненного с возможностью задвижки периферийных кластеров под центральную часть рамы и фиксации их в крайних положениях.
2. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что периферийные кластеры пространственной рамы состоят из однотипных секций, полностью или частично составленных из идентичных деталей, причём деталь с одной секции может быть переставлена в другую секцию.
3. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что секция периферийного кластера рамы летательного аппарата ограничена по объёму элементами рамы, и выполнена с не менее чем двумя точками крепления несущей арматуры двигателя мотоустановки к раме кластера, при этом каждая секция соединена с соседней секцией как минимум в одной точке.
4. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что секции рамы с мотоустановками размещены линейно и симметрично относительно друг друга, по меньшей мере, в одной горизонтальной плоскости.
5. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что секции рамы с мотоустановками размещены в шахматном порядке со смещением относительно друг друга по меньшей мере в одной горизонтальной плоскости.
6. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что каждая мотоустановка содержит, по меньшей мере, один электрический двигатель, при этом питание электрического двигателя осуществлено, по меньшей мере, от одного источника электрического питания, размещенного непосредственно на мотоустановке и расположенного в потоке воздуха пропеллера двигателя мотоустановки.
7. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что мотоустановка содержит, по меньшей мере, два электрических двигателя размещенных соосно.
8. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что источник электрического питания мотоустановки выполнен с возможностью аварийного переключения на питание других мотоустановок по кабелю системой коммутаторов.
9. Летательный аппарат по п.6, отличающийся тем, что источник электрического питания выполнен в виде топливных ячеек, радиоизотопных и ядерных источников электрического питания.
10. Летательный аппарат по п.1. отличающийся тем, что каждая мотоустановка с электрическим двигателем является самостоятельной единицей с собственным источником питания и контрольно-измерительной аппаратурой, получающей команды от центрального блока управления.
11. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что каждая мотоустановка содержит, по меньшей мере один пневматический двигатель, при этом питание каждого пневматического двигателя каждой мотоустановки осуществлено от установленного в центральной части рамы летательного аппарата компрессора через отдельный трубопровод с системой клапанов с электроприводом, регулирующих подачу сжатого газа на пневмодвигатели и их тягу, получая команды от системы автоматического управления летательного аппарата.
12. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что мотоустановка содержит, по меньшей мере, два пневматических двигателя размещенных соосно.
13. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что трубопроводы проложены внутри или снаружи элементов рамы.
14. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что компрессор дополнительно содержит пневмоаккумулятор.
15. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что каждая пневматическая мотоустановка является самостоятельной единицей с собственным каналом передачи пневматической энергии от центрального компрессора и контрольно-измерительной аппаратурой, получающая команды от системы автоматического управления.
16. Летательный аппарат по п.1 1 , отличающийся тем, что дополнительно содержит дублирующий компрессор и дублирующие трубопроводы с независимыми клапанами, при этом дублирующий компрессор установлен внутри центральной части рамы летательного аппарата, совместно с основным.
17. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что на центральной части рамы установлена кабина с посадочным местом пилота и органами управления системы управления, органами ручного и ножного управления, блоком рулевого управления, компрессором.
18. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что штатные органы управления выполнены с возможностью демонтажа в сборе быстросъёмным соединителем и использования их в качестве пульта дистанционного управления для дистанционного управления аппаратом в беспилотном режиме.
19. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что каждая мотоустановка управляется индивидуально, при этом каждый периферийный кластер выполнен с равным числом мотоустановок, пропеллеры, которых вращаются по часовой стрелке и мотоустановок, пропеллеры которых вращаются против часовой стрелки.
20. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что каждая мотоустановка управляется индивидуально, при этом каждый периферийный кластер выполнен с мотоустановками, содержащими чётное число пропеллеров противоположного вращения.
21. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что в составе автопилота содержит систему удержания заданной высоты, курса, маршрута, положения в пространстве.
22. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что содержит систему автоматического управления, работающую в пилотируемом, автономном беспилотном и дистанционно управляемом режимах.
23. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что в центре масс расположено подвесное устройство для подъёма и транспортировки грузов на внешнем подвесе.
24. Летательный аппарат по п.1 , отличающийся тем, что кластеры мотоустановок выполнены с возможностью размещения блоков сканирования переднего и заднего пространства, вспомогательных устройств, освещения.
PCT/RU2017/050053 2016-07-26 2017-06-23 Летательный аппарат вертикального взлета и посадки Ceased WO2018021943A1 (ru)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
AU2017302225A AU2017302225B2 (en) 2016-07-26 2017-06-23 Vertical take-off and landing aircraft
EP17834857.9A EP3492377A4 (en) 2016-07-26 2017-06-23 VERTICAL STARTING AND LANDING PLANE
US16/182,107 US10689102B2 (en) 2016-07-26 2018-11-06 Vertical take-off and landing aircraft

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016130665A RU2627220C1 (ru) 2016-07-26 2016-07-26 Летательный аппарат вертикального взлета и посадки
RU2016130665 2016-07-26

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US16/182,107 Continuation US10689102B2 (en) 2016-07-26 2018-11-06 Vertical take-off and landing aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2018021943A1 true WO2018021943A1 (ru) 2018-02-01

Family

ID=59632714

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2017/050053 Ceased WO2018021943A1 (ru) 2016-07-26 2017-06-23 Летательный аппарат вертикального взлета и посадки

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10689102B2 (ru)
EP (1) EP3492377A4 (ru)
AU (1) AU2017302225B2 (ru)
RU (1) RU2627220C1 (ru)
WO (1) WO2018021943A1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020068002A1 (en) * 2018-09-26 2020-04-02 Shark.Aero S. R. O. Vertical take-off and landing (vtol) aircraft
WO2023033758A1 (en) * 2021-09-04 2023-03-09 Yavuz Davut An unmanned aerial vehicle
US12221210B2 (en) 2021-10-25 2025-02-11 Levanta Tech Inc. Wing-in-ground effect vehicles and uses thereof

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201802611D0 (en) * 2018-02-17 2018-04-04 Panelplane Ltd Teleporter
WO2019191237A1 (en) * 2018-03-29 2019-10-03 Walmart Apollo, Llc Aerial vehicle turbine system
US10745123B2 (en) * 2018-03-30 2020-08-18 Textron Innovations Inc. Rotorcraft swashplate actuator control
JP6731604B2 (ja) * 2018-03-31 2020-07-29 中松　義郎 高速ドローン等航空機
US11136118B2 (en) * 2018-08-30 2021-10-05 Amazon Technologies, Inc. Six degree of freedom aerial vehicle control methods responsive to motor out situations
US11760471B2 (en) * 2019-01-11 2023-09-19 Dave Villard Drone propeller apparatus
US12071228B1 (en) * 2019-03-28 2024-08-27 Snap Inc. Drone with propeller guard configured as an airfoil
EP3730404B1 (en) * 2019-04-23 2021-08-18 LEONARDO S.p.A. Vertical take-off and landing aircraft and related control method
RU2730784C1 (ru) * 2019-12-06 2020-08-26 Александр Викторович Атаманов Система электропитания летательного аппарата вертикального взлета и посадки
RU2736604C1 (ru) * 2020-03-10 2020-11-19 Петр Ксенофонтович Васильев Автоматический мультироторный аппарат транспортер для оперативной доставки медикаментов, продовольствия и другого груза через опасную для человека зону
JP7490049B2 (ja) * 2020-04-14 2024-05-24 川崎重工業株式会社 マルチコプタ
WO2021210062A1 (ja) * 2020-04-14 2021-10-21 川崎重工業株式会社 マルチコプタおよびその駆動方法
EP4137402A4 (en) * 2020-04-14 2024-01-10 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha MULTICOPTER
EP3907131A1 (en) * 2020-05-07 2021-11-10 BAE SYSTEMS plc Piloted rotorcraft
WO2021224593A1 (en) 2020-05-07 2021-11-11 Bae Systems Plc Rotorcraft
WO2021224594A1 (en) * 2020-05-07 2021-11-11 Bae Systems Plc Rotorcraft
DE102020120266B4 (de) 2020-07-31 2022-06-09 Dr. Ing. H.C. F. Porsche Aktiengesellschaft Luftfahrzeug
KR102460338B1 (ko) * 2021-01-08 2022-10-31 조금배 유인 탑승용 포터블 비행체
CN113086170B (zh) * 2021-04-23 2022-11-29 北京航空航天大学 分布式共轴涵道动力系统及包括该系统的飞行器
JP7810965B2 (ja) * 2022-04-12 2026-02-04 株式会社石川エナジーリサーチ 飛行装置
EP4568895A1 (en) * 2022-08-09 2025-06-18 Pete Bitar Compact and lightweight drone delivery device called an arcspear electric jet drone system having an electric ducted air propulsion system and being relatively difficult to track in flight
EP4417955B1 (fr) * 2023-02-17 2026-04-01 Airbus Operations (S.A.S.) Râteau de mesure de pression améliorant le suivi de phénomènes aérodynamiques instationnaires
IT202300013350A1 (it) * 2023-06-28 2024-12-28 Flyrotor S R L Multicottero ibrido per il trasporto di persone e merci
US12485958B2 (en) 2023-09-19 2025-12-02 Torc Robotics, Inc. Feedback control system and steering gear box for final steering control of an autonomous vehicle
WO2025116895A1 (en) * 2023-11-28 2025-06-05 Spydar Sensors Incorporated A vertical takeoff and landing assistance aircraft using fixed angle ducted motors
CN118457913B (zh) * 2024-07-12 2024-10-08 西安羚控电子科技有限公司 一种共轴直升机传动系统及发射后传动控制方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2001836C1 (ru) * 1992-01-03 1993-10-30 Хапабердэ Леонид Павлович Многовинтовой летательный аппарат с вертикальным взлетом
US20130311008A1 (en) * 2011-07-19 2013-11-21 Zee.Aero Inc. Personal Aircraft
WO2015092389A1 (en) * 2013-12-18 2015-06-25 Geola Technologies Ltd. Modular electric vtol aircraft
US20160023754A1 (en) * 2014-07-08 2016-01-28 Lilium GmbH Vertical take-off aircraft

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030062443A1 (en) * 2001-10-02 2003-04-03 Joseph Wagner VTOL personal aircraft
US6886776B2 (en) * 2001-10-02 2005-05-03 Karl F. Milde, Jr. VTOL personal aircraft
USD543928S1 (en) 2003-01-23 2007-06-05 Ufoz, Llc Hovercraft with stacked rotor thruster and winglets
DE102004063205B3 (de) * 2004-12-23 2006-05-04 Julian Kuntz Fluggerät mit verbesserter Beweglichkeit am Boden
US7159817B2 (en) * 2005-01-13 2007-01-09 Vandermey Timothy Vertical take-off and landing (VTOL) aircraft with distributed thrust and control
US7699260B2 (en) * 2005-01-14 2010-04-20 Hughey Electricopter Corporation Vertical takeoff and landing aircraft using a redundant array of independent rotors
US20070018035A1 (en) * 2005-07-20 2007-01-25 Saiz Manuel M Lifting and Propulsion System For Aircraft With Vertical Take-Off and Landing
US8453962B2 (en) * 2007-02-16 2013-06-04 Donald Orval Shaw Modular flying vehicle
DE102008014853B4 (de) * 2008-03-18 2010-11-18 Ascending Technologies Gmbh Drehflügelfluggerät
US8646720B2 (en) * 2010-05-10 2014-02-11 Donald Orval Shaw Modular flight vehicle with wings
US8733690B2 (en) * 2009-08-24 2014-05-27 Joby Aviation, Inc. Lightweight vertical take-off and landing aircraft and flight control paradigm using thrust differentials
WO2011140551A1 (en) * 2010-05-07 2011-11-10 Ohio University Multi-modal vehicle
US8505846B1 (en) * 2010-05-11 2013-08-13 II Stanley Gordon Sanders Vertical takeoff and landing aircraft
KR20130126756A (ko) * 2010-07-19 2013-11-20 지.에어로 아이엔씨. 개인용 항공기
RU108016U1 (ru) 2010-10-29 2011-09-10 Александр Алексеевич Злобин Летающий мотоцикл
IL217501A (en) * 2012-01-12 2017-09-28 Israel Aerospace Ind Ltd A method and system for maneuvering aircraft
US9663237B2 (en) * 2012-02-22 2017-05-30 E-Volo Gmbh Aircraft
EP2903895B1 (en) * 2012-10-05 2020-01-22 Skykar Inc. Electrically powered aerial vehicles and flight control methods
US10017245B2 (en) * 2015-04-13 2018-07-10 David Geise Multirotor flying vehicle

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2001836C1 (ru) * 1992-01-03 1993-10-30 Хапабердэ Леонид Павлович Многовинтовой летательный аппарат с вертикальным взлетом
US20130311008A1 (en) * 2011-07-19 2013-11-21 Zee.Aero Inc. Personal Aircraft
WO2015092389A1 (en) * 2013-12-18 2015-06-25 Geola Technologies Ltd. Modular electric vtol aircraft
US20160023754A1 (en) * 2014-07-08 2016-01-28 Lilium GmbH Vertical take-off aircraft

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020068002A1 (en) * 2018-09-26 2020-04-02 Shark.Aero S. R. O. Vertical take-off and landing (vtol) aircraft
WO2023033758A1 (en) * 2021-09-04 2023-03-09 Yavuz Davut An unmanned aerial vehicle
US12221210B2 (en) 2021-10-25 2025-02-11 Levanta Tech Inc. Wing-in-ground effect vehicles and uses thereof
US12606302B2 (en) 2021-10-25 2026-04-21 Levanta Tech Inc. Wing-in-ground effect vehicles and uses thereof

Also Published As

Publication number Publication date
EP3492377A4 (en) 2020-03-04
US10689102B2 (en) 2020-06-23
EP3492377A1 (en) 2019-06-05
AU2017302225A1 (en) 2019-02-21
AU2017302225B2 (en) 2020-05-21
US20190168866A1 (en) 2019-06-06
RU2627220C1 (ru) 2017-08-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2627220C1 (ru) Летательный аппарат вертикального взлета и посадки
JP6844811B2 (ja) 個人航空輸送および有人または無人動作のためのクリーン燃料の電気マルチローター航空機
RU2603302C1 (ru) Летательный аппарат вертикального взлета и посадки
US9919797B2 (en) System and method for operation and management of reconfigurable unmanned aircraft
US9902491B2 (en) Reconfigurable unmanned aircraft system
US20190112049A1 (en) Portable launch system
JP2022532879A (ja) クリーン燃料電気マルチロータ飛行体のための統合マルチモード熱エネルギー伝達システム、方法および装置
US20160311529A1 (en) Modular Electric VTOL Aircraft
US20180244386A1 (en) Weather sensing
WO2019211875A1 (en) Hybrid vertical takeoff and landing (vtol) aircraft with vehicle assist
Stolz et al. An adaptive landing gear for extending the operational range of helicopters
KR20170104901A (ko) 서브 드론 모듈 설치 개수에 따라 페이로드를 조절하는 드론 조립체 및 서브 드론 모듈 중앙 비행제어 수단과 방법
EA037795B1 (ru) Летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой и способ управления этим аппаратом
EP3212502A1 (en) Multi-rotor aerial vehicle
CN112041257A (zh) 搬运风力涡轮机部件以便组装它们的系统和方法
WO2020049604A1 (en) Modular multi-rotary wing drone powered by electric turbine generator
US11912406B2 (en) Paramotor with contrarotating propellers
CN105151296A (zh) 多轴载人飞行器
CN113608429A (zh) 一种分布式多余度无人机
TWI872835B (zh) 電子萬向旋翼總成
US20260116573A1 (en) Powered lift enable and disable switch
RU172327U1 (ru) Беспилотный летательный аппарат
KR101084051B1 (ko) 덕트형 소형 비행로봇
CN108928470A (zh) 一种有缆多旋翼飞行器
WO2016022040A1 (ru) Аэромобиль

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 17834857

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2017302225

Country of ref document: AU

Date of ref document: 20170623

Kind code of ref document: A

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2017834857

Country of ref document: EP

Effective date: 20190226

WWW Wipo information: withdrawn in national office

Ref document number: 2017834857

Country of ref document: EP