Беспилотный летательный комплекс Российский патент 2024 года по МПК B64C27/08 B64U10/10 B64U50/31 B64U101/31 H02J7/00 H02J50/00 

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к беспилотным летательным комплексам авианаблюдения, и может быть использовано для дистанционного видео- и фотозондирования поверхности Земли, мониторинга техногенных и природных объектов, ретрансляции радио- и оптических сигналов, скрытного наблюдения и т.п.

Известен воздухоплавательный электропоезд (RU 2734559. В64С 37/02, В64В 1/34, B64D 5/00, F02C 6/20. 07.09.2018.) корпус с несущей фермой с консолью, на которой жестко закреплены электродвижители с изменяемым вектором тяги, соединенные с аккумуляторной батареей. К верхней части фермы прикреплена полая жесткая оболочка, внутри которой установлены газовые емкости, а к нижней части фермы жестко прикреплена емкость с топливным газом и шасси с захватами для груза, пневмоамортизаторами и колесами. В центральной части внутри полой жесткой оболочки жестко закреплен газогенератор электроэнергии с газовой турбиной, соединенной с камерой захвата воздуха для газогенератора, установленной снаружи на краях верхней поверхности корпуса. В периферийной части полой жесткой оболочки расположены накопители электроэнергии. На краях нижней поверхности несущей фермы жестко прикреплены маршевые двигатели. К верхней части корпуса, к его центральной части, жестко прикреплена дискообразная солнечная панель.

Недостатком данного устройства является то, что солнечная батарея принудительно не охлаждается, поэтому ее температура может достигать значений, при которых эффективность энергогенерирования электрической энергии падает, что отрицательно сказывается на эффективности заряда аккумуляторной батареи.

Известен беспилотный летательный комплекс (ЕА №042897. В64С 27/08, В64С 39/02, H02J 7/02, 31.03.2023), выбранный в качестве прототипа и содержащий мобильный пульт контроля и управления и беспилотный летательный аппарат, содержащий несущий каркас, к боковой поверхности которого жестко прикреплены одними своими концами штанги, на других концах которых жестко закреплены электрические двигатели с воздушными винтами, на нижней поверхности несущего каркаса жестко закреплено шасси, на котором расположена силовая аккумуляторная батарея, выход которой соединен через регулятор оборотов с входами электрических двигателей, к центральной части нижней поверхности несущего каркаса с помощью шарнира прикреплен поворотно-наклонный гиростабилизированный подвес, на котором размещено устройство видеонаблюдения, выход которого соединен с входом бортовой системы обеспечения полета, закрепленной на верхней поверхности несущего каркаса и прикрытой защитной верхней пластиной, бортовая система обеспечения полета состоит из маршрутного вычислительного устройства, к первому-девятому измерительным входам которого подключены соответственно блок приема и обработки сигналов спутниковой навигации, инерциальное измерительное устройство, включающее акселерометр, магнитометр и барометр, трекер, устройство аварийной посадки, блок управления поворотно-наклонным гиростабилизированным подвесом, сонар, устройство видеонаблюдения, приемно-передающая радиосистема, передатчик видеоданных, а к силовому входу бортовой системы обеспечения полета подключена батарея питания, мобильный пульт контроля и управления, который состоит из персонального компьютера с монитором, к трем выходам которого соответственно подключены приемно-передающая радиосистема, специализированный пульт управления беспилотным летательным аппаратом и мобильное индивидуальное устройство отображения видеоданных, а выход персонального компьютера соединен с приемником видеоданных, к корпусам электрических двигателей своей внутренней поверхностью прикреплено габаритное кольцо, на внешней поверхности которого размещена кольцевая электрическая обмотка, выводы которой присоединены к первому силовому входу устройства управления зарядом батарей, а его выходы соединены с батареей питания бортовой системы обеспечения полета и силовой аккумуляторной батареей питания электродвигателей, к индикаторному входу устройства управления зарядом батарей подключен индикатор уровня заряда аккумуляторной батареи, жестко закрепленный на шасси, на котором также жестко закреплен датчик напряженности электрического поля, соединенный с десятым измерительным входом маршрутного вычислительного устройства, на верхней поверхности защитной верхней пластины жестко закреплена солнечная батарея, выход которой соединен со вторым силовым входом устройства управления зарядом батарей.

Основной недостаток прототипа обусловлен тем, что охлаждение солнечной батареи воздушными потоками от воздушных винтов электрических двигателей, расположенных на концах штанг в удалении от солнечной батареи, осуществляется недостаточно, особенно центральной части солнечной батареи, поэтому в этой зоне температура солнечной панели может превышать оптимальное значение. Отмеченный факт обусловливает недостаточную эффективность работы солнечной батареи.

Задача изобретения - повышение продолжительности полета беспилотного летательного комплекса за счет более интенсивного охлаждения солнечной батареи воздушными потоками, созданными воздушными винтами электрических двигателей.

Технический результат достигается тем, что в беспилотном летательном комплексе, содержащем мобильный пульт контроля и управления и беспилотный летательный аппарат, состоящий из несущего каркаса, к боковой поверхности которого жестко прикреплены одними своими концами штанги, на других концах которых жестко закреплены электрические двигатели с воздушными винтами, на нижней поверхности несущего каркаса жестко закреплено шасси, на котором расположена силовая аккумуляторная батарея, выход которой соединен через регулятор оборотов с входами электрических двигателей, к центральной части нижней поверхности несущего каркаса с помощью шарнира прикреплен поворотно-наклонный гиростабилизированный подвес, на котором размещено устройство видеонаблюдения, выход которого соединен с входом бортовой системы обеспечения полета, закрепленной на верхней поверхности несущего каркаса и прикрытой защитной верхней пластиной, бортовая система обеспечения полета состоит из маршрутного вычислительного устройства, к первому-девятому измерительным входам которого подключены соответственно блок приема и обработки сигналов спутниковой навигации, инерциальное измерительное устройство, включающее акселерометр, магнитометр и барометр, трекер, устройство аварийной посадки, блок управления поворотно-наклонным гиростабилизированным подвесом, сонар, устройство видеонаблюдения, приемно-передающая радиосистема, передатчик видеоданных, а к силовому входу бортовой системы обеспечения полета подключена батарея питания, мобильный пульт контроля и управления, который состоит из персонального компьютера с монитором, к трем выходам которого соответственно подключены приемно-передающая радиосистема, специализированный пульт управления беспилотным летательным аппаратом и мобильное индивидуальное устройство отображения видеоданных, а выход персонального компьютера соединен с приемником видеоданных, к корпусам электрических двигателей своей внутренней поверхностью прикреплено габаритное кольцо, на внешней поверхности которого размещена кольцевая электрическая обмотка, выводы которой присоединены к первому силовому входу устройства управления зарядом батарей, а его выходы соединены с батареей питания бортовой системы обеспечения полета и силовой аккумуляторной батареей питания электрических двигателей, к индикаторному входу устройства управления зарядом батарей подключен индикатор уровня заряда аккумуляторной батареи, жестко закрепленный на шасси, на котором также жестко закреплен датчик напряженности электрического поля, соединенный с десятым измерительным входом маршрутного вычислительного устройства, на верхней поверхности защитной верхней пластины жестко закреплена солнечная батарея, выход которой соединен со вторым силовым входом устройства управления зарядом батарей, по центру солнечной батареи выполнен проем, через который и центральное отверстие в защитной верхней пластине проходит вал несущего винта основного электрического двигателя, жестко закрепленного на несущем каркасе, вход основного электрического двигателя соединен через регулятор оборотов с выходом силовой аккумуляторной батареи.

Беспилотный летательный комплекс поясняется чертежами, где на фиг. 1 показан вид сверху конструктивной схемы летающей части беспилотного летательного комплекса со снятой солнечной батареей, контур которой показан штриховой линией, на фиг. 2 - вид сбоку летающей части беспилотного летательного комплекса, а на фиг. 3 приведена блок-схема беспилотного летательного комплекса.

В центре летающей части беспилотного летательного комплекса расположен несущий каркас 1 (фиг. 1), к боковой поверхности которого жестко прикреплены одними своими концами штанги 2. На других концах штанг 2 с помощью креплений 3, например, хомутов, жестко закреплены электрические двигатели 4, например, AXI 2814/22, 037 или Racerstar Racing Edition 2306 2700KV или Readytosky 2205-2300 2300KV или Racerstar Racing Edition 2205 2300KV, с воздушными винтами 5 (фиг. 2). На нижней поверхности несущего каркаса 1 жестко закреплено шасси 6, выполненное, например, из углеволокнитов или углетекстолитов или углепресволокнитов. К шасси 6 могут прикрепляться поплавки, которые не показаны на чертеже. На шасси 6 расположена силовая аккумуляторная батарея 7 для питания электрических двигателей 4, например, LiPo 4S1300 mAh или 1500 mAh, выход 8 которой через регулятор оборотов 9 соединен с электрическими двигателями 4. К центральной части нижней поверхности несущего каркаса 1 с помощью шарнира 10 прикреплен поворотно-наклонный гиростабилизированный подвес 11, на котором размещено устройство видеонаблюдения 12, выход 13 (фиг. 3) которого соединен с входом 14 маршрутного вычислительного устройства 15 бортовой системы обеспечения полета 16, закрепленной на верхней поверхности несущего каркаса 1 (фиг. 2) и прикрытой защитной верхней пластиной 17. Маршрутное вычислительное устройство 15 может быть выполнено, например, из микропроцессора, буферных регистров, запоминающих устройств, интерфейсных схем. К девяти измерительным входам 18-27 маршрутного вычислительного устройства 15 (фиг. 3) подключены соответственно блок приема и обработки сигналов спутниковой навигации 28, инерциальное измерительное устройство 29, включающее акселерометр, например, акселерометр XL335B, магнитометр и барометр (не показаны), трекер 30, например, GPS трекер RF-V16, GPS или трекер ТК 106, устройство аварийной посадки 31, блок управления поворотно-наклонным гиростабилизированным подвесом 32, сонар 33, устройство видеонаблюдения 12, которое может работать в видимом и инфракрасном спектре, приемно-передающая радиосистема 34, передатчик видеоданных 35. К силовому входу 36 бортовой системы обеспечения полета 16 подключена батарея питания 37, которая включает в себя устройство видеонаблюдения 12, маршрутное вычислительное устройство 15, блок приема и обработки сигналов спутниковой навигации 28, инерциальное измерительное устройство 29, трекер 30, устройство аварийной посадки 31, блок управления поворотно-наклонным гиростабилизированным подвесом 32, сонар 33, приемно-передающую радиосистему34.

Мобильный пульт контроля и управления 38 состоит из персонального компьютера 39 с монитором, к его трем выходам 40-42 подключены соответственно приемно-передающая радиосистема 43, специализированный пульт управления 44 беспилотным летательным комплексом и мобильное индивидуальное устройство отображения видеоданных 45, а вход 46 персонального компьютера 39 соединен с приемником видеоданных 47.

К корпусам (фиг. 1) электрических двигателей 4 своей внутренней поверхностью прикреплено габаритное кольцо 48, на внешней поверхности которого размещена кольцевая электрическая обмотка 49, выполненная из меди или алюминия. Кольцевая электрическая обмотка 49 присоединена к первому силовому входу 50 (фиг. 3) устройства управления зарядом батарей 51, а его выходы 52 и 53 соединены с батареей питания 37 бортовой системы обеспечения полета 16 и силовой аккумуляторной батареей 7 питания электрических двигателей 4. К индикаторному входу 54 устройства управления зарядом батарей 51 подключен индикатор уровня заряда аккумуляторных батарей 55, жестко закрепленный на шасси 6. На верхней поверхности защитной верхней пластины 16 жестко закреплена солнечная батарея 56, выполненная, например, из монокристаллического кремния или поликристаллического кремния, или аморфного кремния. Выход 57 солнечной батареи 56 присоединен ко второму силовому входу 58 устройства управления зарядом батарей 51, на нижней части шасси 6 жестко закреплен датчик напряженности электрического поля 59, например, типа EPIC или РаЭ 8/00-15, который соединен с измерительным входом 27 маршрутного вычислительного устройства 15.

По центру солнечной батареи 56 (фиг. 2) выполнен проем 60, через который и центральное отверстие 61 в защитной верхней пластине 17 проходит вал 62 несущего винта 63 основного электрического двигателя 64, жестко закрепленного на несущем каркасе 1, вход 65 (фиг. 3) основного электрического двигателя 64 соединен через регулятор оборотов 9 с выходом 8 силовой аккумуляторной батареи 7.

Беспилотный летательный комплекс работает следующим образом. Напряжение питания с силовой аккумуляторной батареи 7 через регулятор оборотов 9 поступает на электрические двигатели 4, на основной электрический двигатель 64. В результате воздушные винты 5 и несущий винт 63 (фиг. 2) начинают вращаться. Летающая часть беспилотного летательного комплекса осуществляет взлет. Основную часть подъемной силы обеспечивает несущий винт 63, воздушные винты 5 осуществляют, в основном, управление полетом.

Возможны два режима работы беспилотного летательного комплекса - «ручной» и «автономный».

В «ручном» режиме маршрутное вычислительное устройство 15 (фиг. 3) выполняет следующие функции: подает управляющий сигнал на электрические двигатели 4 и на основе сигналов инерциального измерительного устройства 29 обеспечивает горизонтальное положение летающей части беспилотного летательного комплекса; по сигналам с блока приема и обработки сигналов спутниковой навигации 28 определяет координаты летающей части беспилотного летательного комплекса и передает их на мобильный пульт контроля и управления 38. При приходе ответных сигналов телеметрии с мобильного пульта контроля и управления 38 маршрутное вычислительное устройство 15 вырабатывает управляющие сигналы, которые поступают на электрические двигатели 4 и основной электрический двигатель 64, и изменяют частоты вращения воздушных винтов 5 и несущего винта 63 (фиг. 2). В результате этого летающая часть беспилотного летательного комплекса изменяет курс и высоту полета.

В «автономном» режиме маршрутное вычислительное устройство 15 (фиг. 3) функционирует по заложенной в него программе, на основании координат спутниковой навигационной системы GPS/ГЛОНАСС выполняет автоматически полетное задание с возвращением на взлетную площадку.

В обоих режимах осуществляется визуальный контроль за полетом по сигналам видеоданных с устройства видеонаблюдения 12, которые поступают на передатчик видеоданных 35 и передаются в приемник видеоданных 47 мобильного пункта контроля и управления 38, где они обрабатываются и передаются на персональный компьютер 39, здесь информация с сигналов перерабатывается и отображается на мониторе, который на чертеже не показан.

В «ручном» режиме персональный компьютер 39 выдает сигнал на приемно-передающую радиосистему 43, которая излучает управляющий сигнал, принимаемый приемно-передающей радиосистемой 34, которая вырабатывает сигнал, приходящий через вход 25 в маршрутное вычислительное устройство 15, где сигнал обрабатывается и анализируется. В результате маршрутное вычислительное устройство 15 генерирует управляющий сигнал первого типа, который приходит на электрические двигатели 4, последние соответствующим образом изменяют частоты вращения своих воздушных винтов 5 (фиг. 2), а, следовательно, изменяют ориентацию и положение летательной части беспилотного летательного комплекса. Маршрутное вычислительное устройство 15 (фиг. 3) также генерирует управляющие сигналы второго типа, поступающие на блок управления поворотно-наклонного гиростабилизированного подвеса 32, в результате - устройство видеонаблюдения 12 изменяет свою ориентацию.

В процессе полета трекером 30 осуществляется запись координат движения летательной части беспилотного летательного комплекса с заданной периодичностью, эта информация подается на маршрутное вычислительное устройство 15.

Если полет проходит над водной поверхностью, и при необходимости определения наличия и координат различных транспортных аппаратов, находящихся в толще воды, работает сонар 33, передающий полученную информацию на маршрутное вычислительное устройство 15.

При необходимости продолжить полет, не прерывая последний, и при значительном разряде силовой аккумуляторной батареи 7 и батареи питания 37 бортовой системы обеспечения полета 16 летающая часть сближается с проводами действующей линии действующей электропередачи или контактной сети электрифицированного железнодорожного транспорта, местоположение которой определяется оператором визуально, если полет осуществляется в «ручном» режиме, либо его координаты заложены в программе маршрутного вычислительного устройства 15. Сближение происходит до тех пор, пока не сработает датчик напряженности электрического поля 59 в момент времени, когда напряженность электрического поля в зоне датчика напряженности электрического поля 59 приблизится к 1 кВ/см, что составляет пробивную напряженность влажного воздуха. Сигнал с датчика напряженности электрического поля 59 поступает на десятый измерительный вход 27 маршрутного вычислительного устройства 15, которое вырабатывает сигнал на электрические двигатели 4. Под действием этого сигнала фиксируется частота вращения воздушных винтов 5 (фиг. 2), и летающая часть беспилотного летательного комплекса «зависает» над проводом линии электропередачи, если ток в проводе - переменный, или продолжает лететь на фиксированном расстоянии от него по траектории «змейка» в горизонтальной плоскости по сигналам с маршрутного вычислительного устройства 15 (фиг. 3), если ток в проводе - постоянный. Электрическое поле по закону электромагнитной индукции индуцирует в кольцевой электрической обмотке 49 (фиг. 1) электродвижущую силу, под действием которой в двух цепях, первая из которых состоит из электрической обмотки 49, устройства управления зарядом батарей 51 (фиг. 3) и батареи питания 37 бортовой системы обеспечения полета 16, а вторая - из электрической обмотки 49, устройства управления зарядом батарей 51 и силовой аккумуляторной батареи 7 питания электрических двигателей 4, начинают протекать токи. Таким образом осуществляется заряд батареи питания 37 и силовой аккумуляторной батареи 7. Когда степень заряда достигнет 100%, это регистрируется индикатором уровня заряда аккумуляторных батарей 55, устройство управления зарядом батарей 51 отключает кольцевую электрическую обмотку 49, и заряд прекращается.

В светлое время суток лучи света падают на солнечную батарею 56 (фиг. 2), которая начинает вырабатывать ток в результате фотоэффекта. Этот ток через второй силовой вход 58 (фиг. 3) поступает на устройство управления зарядом батарей 51, а затем на силовую аккумуляторную батарею 7 и батарею питания 37 бортовой системы обеспечения полета 16, подзаряжая их. Когда степень заряда достигнет 100%, это регистрируется индикатором уровня заряда аккумуляторных батарей 55, устройство управления зарядом батарей 51 отключает солнечную батарею 56. Следует особо отметить, что охлаждение солнечной батареи 56 (фиг. 2) в данном случае осуществляется не только воздушными потоками, возбужденными вращающимися воздушными винтами 5, но и воздушным потоком несущего винта 63, который находится непосредственно над солнечной батареей 56, что приводит к увеличению интенсивности теплообмена между нагретой поверхностью солнечной батареи 56 и окружающим воздухом. В результате температура солнечной батареи 56 понижается, приближаясь к оптимальному значению примерно 25°С.

Маршрутное вычислительное устройство 15 на основе заложенной в него программы в отсутствии связи с мобильным пультом контроля и управления 38 на основании координат спутниковой навигационной системы GPS/ГЛОНАСС выполняет с помощью устройства аварийной посадки 31 в автоматическом режиме полетное задание с возвращением на взлетную площадку.

Как можно видеть, возможность увеличения интенсивности охлаждения солнечной батареи 56 за счет воздушного потока от несущего винта 63. Отмеченный факт обусловливает увеличение продолжительности полета беспилотного летательного комплекса по сравнению с прототипом.

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к беспилотным летательным комплексам. При разряде силовой аккумуляторной батареи (7) и батареи питания (37) бортовой системы обеспечения полета (16) летающая часть сближается с проводами действующей линии электропередачи, пока не сработает датчик напряженности электрического поля (59), и маршрутное вычислительное устройство (15) вырабатывает сигнал на электрические двигатели (4) и основной электрический двигатель (64). Летающая часть «зависает» над проводом линии электропередачи, если ток в проводе переменный, или продолжает лететь на фиксированном расстоянии от него по траектории «змейка» в горизонтальной плоскости, если ток в проводе постоянный. В электрической обмотке (49) индуцируются токи, которые осуществляют заряд батареи питания (37) и силовой аккумуляторной батареи (7). Завершение заряда инициируется устройством управления зарядом батарей (51), отключающим кольцевую электрическую обмотку (49). В светлое время суток солнечная батарея (56) работает в оптимальном температурном режиме из-за того, что ее охлаждение осуществляется не только воздушными потоками, возбужденными вращающимися воздушными винтами (5), но и воздушным потоком несущего винта (63), который находится непосредственно над солнечной батареей (56), что приводит к увеличению интенсивности ее охлаждения. В результате температура солнечной батареи (56) понижается, приближаясь к оптимальному значению примерно 25°С, что приводит к повышению эффективности работы солнечной батареи (56), а следовательно к достижению технического результата - увеличению продолжительности полета. 3 ил.

Беспилотный летательный комплекс, содержащий мобильный пульт контроля и управления и беспилотный летательный аппарат, состоящий из несущего каркаса, к боковой поверхности которого жестко прикреплены одними своими концами штанги, на других концах которых жестко закреплены электрические двигатели с воздушными винтами, на нижней поверхности несущего каркаса жестко закреплено шасси, на котором расположена силовая аккумуляторная батарея, выход которой соединен через регулятор оборотов с входами электрических двигателей, к центральной части нижней поверхности несущего каркаса с помощью шарнира прикреплен поворотно-наклонный гиростабилизированный подвес, на котором размещено устройство видеонаблюдения, выход которого соединен с входом бортовой системы обеспечения полета, закрепленной на верхней поверхности несущего каркаса и прикрытой защитной верхней пластиной, бортовая система обеспечения полета состоит из маршрутного вычислительного устройства, к первому-девятому измерительным входам которого подключены соответственно блок приема и обработки сигналов спутниковой навигации, инерциальное измерительное устройство, включающее акселерометр, магнитометр и барометр, трекер, устройство аварийной посадки, блок управления поворотно-наклонным гиростабилизированным подвесом, сонар, устройство видеонаблюдения, приемно-передающая радиосистема, передатчик видеоданных, а к силовому входу бортовой системы обеспечения полета подключена батарея питания, мобильный пульт контроля и управления, который состоит из персонального компьютера с монитором, к трем выходам которого соответственно подключены приемно-передающая радиосистема, специализированный пульт управления беспилотным летательным аппаратом и мобильное индивидуальное устройство отображения видеоданных, а выход персонального компьютера соединен с приемником видеоданных, к корпусам электрических двигателей своей внутренней поверхностью прикреплено габаритное кольцо, на внешней поверхности которого размещена кольцевая электрическая обмотка, выводы которой присоединены к первому силовому входу устройства управления зарядом батарей, а его выходы соединены с батареей питания бортовой системы обеспечения полета и силовой аккумуляторной батареей питания электрических двигателей, к индикаторному входу устройства управления зарядом батарей подключен индикатор уровня заряда аккумуляторной батареи, жестко закрепленный на шасси, на котором также жестко закреплен датчик напряженности электрического поля, соединенный с десятым измерительным входом маршрутного вычислительного устройства, на верхней поверхности защитной верхней пластины жестко закреплена солнечная батарея, выход которой соединен со вторым силовым входом устройства управления зарядом батарей, отличающийся тем, что солнечная батарея выполнена с проемом по ее центру, а защитная верхняя пластина выполнена с центральным отверстием, через проем солнечной батареи и центральное отверстие в защитной верхней пластине проходит вал несущего винта основного электрического двигателя, жестко закрепленного на несущем каркасе, вход основного электрического двигателя соединен через регулятор оборотов с выходом силовой аккумуляторной батареи.