ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ Российский патент 2024 года по МПК B64C29/00 B64C27/08 B64C27/28 H02J7/02 

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета-посадки, в частности к аппаратам с поворотными движителями типа конвертоплан.

Целью изобретения является повышение дальности и увеличение времени полета летательного аппарата.

Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий фюзеляж, двухкилевое хвостовое оперение, шасси, центроплан, дополнительные консоли, профилированные пилоны движителей, силовую установку, бортовое электрооборудование, а также системы управления и стабилизации, шесть независимых электрических вентиляторов-движителей, четыре из которых расположены на краях центроплана по два симметрично относительно плоскости симметрии летательного аппарата и установлены на профилированных пилонах выполненных по двух балочной схеме, причем передняя балка, к которой крепится вентилятор-движитель, сплошная, а задняя состоит из сегментов, между которыми установлена его профилированная кольцевая обечайка, а два других вентилятора-движителя расположены в носовой части фюзеляжа по одному симметрично относительно плоскости симметрии летательного аппарата на соединенных с вынесенной балкой профилированных пилонах, при этом крепление профилированных пилонов с вентиляторами-движителями к центроплану и вынесенной балке осуществлено посредством четырех независимо управляемых узлов поворота с возможностью поворота пилонов с вентиляторами-движителями на угол до 90÷95° от горизонтального положения, причем силовая установка выполнена в виде двух приводных двигателей и по меньшей мере одного генератора электрического тока, соединенного посредством бортового электрооборудования с вентиляторами-движителями, аккумуляторными батареями, системами управления и стабилизации летательного аппарата дополнительно введены солнечная батарея, накопитель электрической энергии и электронный блок управления, причем солнечная батарея закреплена на внешней поверхности центроплана, соединена через электронный блок управления с накопителем электрической энергии, аккумуляторными батареями и системой управления, а накопитель электрической энергии через электронный блок управления соединен с аккумуляторными батареями и системой управления летательного аппарата.

Известна полезная модель «Беспилотный винтокрылый летательный аппарат» (патент РФ № 208636 МПК B64C 39/02(2006.01) опубл.28.12.2021г.), содержащая корпус, соединенный с балкой хвостового оперения, соосную несущую систему, включающую верхний и нижний несущие винты, приводимые в движение посредством редуктора, соединенного с двигателем, блок бортового радиоэлектронного оборудования, сервоприводы системы управления, посадочное шасси, топливный бак, причем редуктор, двигатель, блок бортового радиоэлектронного оборудования и сервоприводы системы управления располагаются внутри корпуса на раме, к которой прикреплены топливный бак и балка хвостового оперения, выполненные съемными, а также посадочное шасси, выполненное складным, кроме того, съемными выполнены лопасти несущих винтов.

Недостатком данного летательного аппарата является то, что дальность и время полета ограничена емкостью топливного бака.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является летательный аппарат вертикального взлета и посадки (патент РФ на полезную модель № 189830 МПК B64C 29/00(2006.01) опубл.05.06.2019г.), который содержит фюзеляж, вентиляторные движители, двухкилевое хвостовое оперение, шасси, центроплан, дополнительные консоли, профилированные пилоны движителей, силовую установку, бортовое электрооборудование, а также системы управления и стабилизации, шесть независимых электрических вентиляторов-движителей, четыре из которых расположены на краях центроплана по два симметрично относительно плоскости симметрии летательного аппарата и установлены на профилированных пилонах выполненных по двух балочной схеме, причем передняя балка, к которой крепится вентилятор-движитель, сплошная, а задняя состоит из сегментов, между которыми установлена его профилированная кольцевая обечайка, а два других вентилятора-движителя расположены в носовой части фюзеляжа по одному симметрично относительно плоскости симметрии летательного аппарата на соединенных с вынесенной балкой профилированных пилонах, при этом крепление профилированных пилонов с вентиляторами-движителями к центроплану и вынесенной балке осуществлено посредством четырех независимо управляемых узлов поворота с возможностью поворота пилонов с вентиляторами-движителями на угол до 90÷95° от горизонтального положения, причем силовая установка выполнена в виде двух приводных двигателей и по меньшей мере одного генератора электрического тока, соединенного посредством бортового электрооборудования с вентиляторами-движителями, аккумуляторными батареями, системами управления и стабилизации летательного аппарата.

Недостатком данной полезной модели является то, что дальность и время полета летательного аппарата ограничена емкостью топливного бака и степенью заряженности аккумуляторной батареи.

Технический результат направлен на повышение дальности и увеличение времени полета летательного аппарата.

Технический результат достигается тем, что в летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий фюзеляж, вентиляторные движители, двухкилевое хвостовое оперение, шасси, центроплан, дополнительные консоли, профилированные пилоны движителей, силовую установку, бортовое электрооборудование, а также системы управления и стабилизации, шесть независимых электрических вентиляторов-движителей, четыре из которых расположены на краях центроплана по два симметрично относительно плоскости симметрии летательного аппарата и установлены на профилированных пилонах выполненных по двух балочной схеме, причем передняя балка, к которой крепится вентилятор-движитель, сплошная, а задняя состоит из сегментов, между которыми установлена его профилированная кольцевая обечайка, а два других вентилятора-движителя расположены в носовой части фюзеляжа по одному симметрично относительно плоскости симметрии летательного аппарата на соединенных с вынесенной балкой профилированных пилонах, при этом крепление профилированных пилонов с вентиляторами-движителями к центроплану и вынесенной балке осуществлено посредством четырех независимо управляемых узлов поворота с возможностью поворота пилонов с вентиляторами-движителями на угол до 90°÷95° от горизонтального положения, причем силовая установка выполнена в виде двух приводных двигателей и по меньшей мере одного генератора электрического тока, соединенного посредством бортового электрооборудования с вентиляторами-движителями, аккумуляторными батареями, системами управления и стабилизации летательного аппарата дополнительно введены солнечная батарея, накопитель электрической энергии и электронный блок управления, причем солнечная батарея закреплена на внешней поверхности центроплана, соединена через электронный блок управления с накопителем электрической энергии, аккумуляторными батареями и системой управления, а накопитель электрической энергии через электронный блок управления соединен с аккумуляторными батареями и системой управления летательного аппарата.

Сопоставительный анализ с прототипом показывает, что предлагаемое изобретение отличается изменением конструкции, а именно введением таких элементов как солнечная батарея, накопитель электрической энергии и электронный блок управления.

Изменение конструкции прототипа, а именно введение солнечной батареи, накопителя электрической энергии и электронного блока управления, причем солнечная батарея закреплена на внешней поверхности центроплана, соединена через электронный блок управления с накопителем электрической энергии, аккумуляторными батареями и системой управления, а накопитель электрической энергии через электронный блок управления соединен с аккумуляторными батареями и системой управления летательного аппарата, позволит повысить дальность и увеличить время полета летательного аппарата и позволяет сделать вывод о соответствии заявляемого летательного аппарата вертикального взлета и посадки критерию: «Существенные отличия».

Изобретение поясняется чертежами:

На фиг. 1 представлена общая компоновка летательного аппарата, на фиг. 2 отображена компоновка пилонов и солнечной батареи, на фиг. 3 блок схема соединения солнечной батареи, электронакопителя и электронного блока управления, где 1 - фюзеляж, который имеет углубление для крепления подвесного многофункционального контейнера, 2 - центроплан, 3 - силовая установка из двух двигателей, закрепленных на центроплане 2 и соединенных с ними одного или более генераторов электрического тока (на фигурах не показан), используемых для питания электроприводов вентилятора и бортового электрооборудования летательного аппарата, 4 - дополнительные консоли, 5 - двухкилевое хвостовое оперение, 6 - шасси, 7 - шесть электрических вентиляторов-движителей, каждый из которых состоит из рабочего колеса с поворотными лопатками, спрямляющего аппарата, профилированной обечайки, электродвигателя в качестве привода вентилятора и воздушных рулей 8 встроенных в тракт движителей, 9 - профилированные пилоны движителей, четыре независимо управляемых узла поворота, блок аккумуляторных батарей, систему управления и систему стабилизации летательного аппарата, 10 - солнечная батарея, 11 - накопитель электрической энергии, 12 электронный блок управления.

Летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж 1, который имеет углубление для крепления подвесного многофункционального контейнера, центроплан 2, силовую установку 3 из двух двигателей, закрепленных на центроплане и соединенных с ними одного или более генераторов электрического тока, используемых для питания электроприводов вентилятора и бортового электрооборудования летательного аппарата, дополнительных консолей 4, двухкилевое хвостовое оперение 5, шасси 6, шесть электрических вентиляторов-движителей 7, каждый из которых состоит из рабочего колеса с поворотными лопатками, спрямляющего аппарата, профилированной обечайки, электродвигателя в качестве привода вентилятора и воздушных рулей 8 встроенных в тракт движителей, профилированные пилоны движителей 9, четыре независимо управляемых узла поворота, блок аккумуляторных батарей, систему управления и систему стабилизации летательного аппарата, солнечную батарею 10, накопитель электрической энергии 11, электронный блок управления 12.

При этом центроплан 2 расположен над фюзеляжем 1 и жестко соединен с ним. Четыре вентилятора-движителя 7 расположены на краях центроплана 2 по два симметрично относительно плоскости симметрии летательного аппарата и установлены на профилированных пилонах 9, выполненных по двух балочной схеме, причем передняя балка, к которой крепится вентилятор-движитель, сплошная, а задняя состоит из сегментов между которыми установлена его профилированная кольцевая обечайка. На крайних вентиляторах-движителях 7, расположенных на крыле, жестко закреплены дополнительные консоли 4. Еще два вентилятора-движителя 7 расположены в носовой части фюзеляжа 1 по одному симметрично относительно плоскости симметрии летательного аппарата на профилированных пилонах 9, соединенных с вынесенной балкой, при этом крепление профилированных пилонов 9 с вентиляторами-движителями к центроплану 1 и вынесенной балке осуществляется посредством четырех независимо управляемых узлов поворота. Независимо управляемые узлы поворота обеспечивают поворот вентиляторов-движителей 7 вокруг оси перпендикулярной плоскости симметрии летательного аппарата из горизонтального положения в вертикальное (от 0° до 90÷95°).

Вентиляторы-движители 7, расположенные в носовой части фюзеляжа 1 установлены ниже, чем четыре вентилятора-движителя 7 центроплана 2 на величину не менее диаметра вентилятора-движителя 7, при этом в тракт вентилятора-движителя встроены четыре аэродинамических руля 8.

В фюзеляже 1 расположены аккумуляторы и запас топлива силовой установки 3, в нем имеется вырез для крепления внешнего подвесного контейнера.

Две передние стойки шасси 6 жестко закреплены на носовых поворотных пилонах 9 и поворачиваются вместе с ними, а две задние стойки шасси 6 жестко закреплены на центроплане 2 и не убираются в полете.

Солнечная батарея 10 закреплена на внешней поверхности центроплана 1, соединена через электронный блок управления 12 с бортовыми аккумуляторными батареями, накопителем электрической энергии 11 и системой управления, а накопитель электрической энергии 11 так же через электронный блок управления 12 соединен с бортовыми аккумуляторными батареями и системой управления летательного аппарата. Солнечная батарея 10 позволяет обеспечить круглосуточное производство электрической энергии. Размеры солнечной батареи 10 и ее другие технические характеристики позволяют полностью зарядить накопитель электрической энергии 11. Накопитель электрической энергии 11 предназначен для накопления электрической энергии, вырабатываемой солнечной батарей 10, питания бортовых аккумуляторных батарей, питания с помощью системы управления вентиляторов-движителей 7 и электрооборудования летательного аппарата. Накопитель электрической энергии 11 представляет собой комплексную систему с модулем заряда, обладающим функциями преобразования напряжения и автоматического управления процессом заряда, предназначенным для заряда литий-ионных аккумуляторов, контроля процесса заряда и в случае полного заряда аккумуляторов прекращения его, обеспечивающего процесс заряда в ускоренном режиме, с литий-ионными аккумуляторами, предназначенными для накапливания электрической энергии, с усилителем напряжения, который позволяет обеспечить максимальный заряд бортовых аккумуляторных батарей методом заряда при постоянном напряжении. Электронный блок управления 12 управляет режимом работы солнечной батареи 10 и накопителя электрической энергии 11 в зависимости от степени заряженности бортовых аккумуляторных батарей, регулирует значение напряжения, подаваемого от накопителя электрической энергии 11 к бортовым аккумуляторным батареям для их заряда, от накопителя электрической энергии 11 и солнечной батареи к системе управления для питания вентиляторов-движителей 7 и электрооборудования летательного аппарата. Кроме того, электронный блок управления 12 предохраняет бортовые аккумуляторные батареи от перезаряда.

Работа предлагаемого изобретения осуществляется следующим образом: при попадании на поверхность фотоэлемента солнечной батареи 10, которая закреплена на внешней поверхности центроплана 2, соединена через электронный блок управления 12 с накопителем электрической энергии 11, бортовыми аккумуляторными батареями и системой управления, электромагнитного излучения возникает разность потенциалов и, соответственно, ЭДС, наступает процесс заряда литий-ионных аккумуляторов накопителя электрической энергии 11, который соединен через электронный блок управления 12 с бортовыми аккумуляторными батареями и системой управления летательного аппарата, при этом ток заряда будет меняться и зависеть не только от освещенности фотоэлементов солнечной батареи 10, но и от степени заряженности литий-ионных аккумуляторов накопителя электрической энергии 11. Заряд литий-ионных аккумуляторов накопителя электрической энергии 11 это постоянный процесс, который происходит при хранении, техническом обслуживании, заправке топливом, транспортировании к месту использования летательного аппарата и, непосредственно, при использовании по назначению. Заряд накопителя электрической энергии 11 осуществляется круглосуточно, так как солнечная батарея 10 позволяет обеспечить производство энергии и в ночное время. Достигнув полного заряда накопитель электрической энергии 11 будет обеспечивать заряд бортовых аккумуляторных батарей летательного аппарата, которые для гарантированного пуска двигателей силовой установки 3 должны быть заряжены более чем на 75 %. При помощи системы управления летательным аппаратом пускают двигатели силовой установки 3, расположенные на консолях крыла малого удлинения, чем приводят в действие генераторы электрической энергии, которая по силовым электрокабелям распределяется с помощью системы управления по шести электродвигателям, приводящим во вращение рабочие колеса вентиляторов-движителей 7, при этом двигатели работают на режиме максимальной эффективности независимо от режима полета. Часть электрической энергии идет на питание вентиляторов-движителей 7, часть на питание электрооборудования аппарата, также часть будет запасаться в бортовых аккумуляторных батареях, которые перед выполнением полета заряжены более чем на 75%, заряжая их и расходоваться по мере необходимости снижая нагрузку на генераторы. Управление летательным аппаратом происходит как поворотом вентиляторов-движителей 7 для режимов взлета, посадки и висения, так и воздушными рулями 8 вентиляторов-движителей 7 на всех режимах полета через систему управления и систему стабилизации, благодаря воздушным рулям 8 управление в продольном и поперечном направлении происходит без крена аппарата в целом. Вентиляторы-движители 7 поворачиваются с помощью поворотных узлов, независимо по правому и левому борту аппарата, а также между движителями, расположенными на крыле и в носовой части фюзеляжа 1. Двухкилевое хвостовое оперение 5 выполняет аэродинамическую стабилизацию и управление летательным аппаратом. Шасси 6 в рабочем положении используются при взлете и посадке летательного аппарата, при этом задние стойки шасси 6 всегда находятся в одном положении, они постоянно закреплены вертикально, а передние стойки шасси 6 при переходе режима полета из вертикального в горизонтальный переводятся (убираются) из вертикального в горизонтальное положение одновременно с поворотом вентиляторов - движителей 7. Когда напряжение аккумуляторных батарей, расходуясь по мере необходимости снижая нагрузку на генераторы, будет находится в диапазоне от 75% до 85% от ёмкости электронный блок управления 12 включит в схему заряда бортовых аккумуляторных батарей накопитель электрической энергии 11, чем обеспечит их дополнительный заряд и экономию топлива летательного аппарата, расходуемого на заряд бортовых аккумуляторных батарей, что обеспечит повышение дальности и увеличение времени полета. Когда напряжение бортовых аккумуляторных батарей достигнет 95% электронный блок управления 12 отключит накопитель электрической энергии 11 и дополнительный заряд прекратится. При полном расходе топлива, находящегося в фюзеляже 1, питание вентиляторов-движителей 7 и электрооборудования летательного аппарата будет осуществляться только от бортовых аккумуляторных батарей, которые будут интенсивно разряжаться. При быстром снижении значения напряжения бортовых аккумуляторов, в момент, когда оно понизится более чем на 25 % от ёмкости электронный блок управления 12 прекратит заряд литий-ионных аккумуляторов накопителя электрической энергии 11 от солнечной батареи 10 и дополнительный заряд бортовых аккумуляторных батарей от накопителя электрической энергии 11, обеспечит необходимое комбинированное напряжение питания вентиляторов-движителей 7 и электрооборудования, которое будет регулироваться и подаваться в систему управления летательного аппарата и складываться из напряжения, вырабатываемого солнечной батареей 10, накопленного накопителем электрической энергии 11 и бортовыми аккумуляторными батареями. В результате, летательный аппарат вертикального взлета и посадки дополнительное время, зависящее от величины напряжения, вырабатываемого солнечной батареей 10, накопленного накопителем электрической энергии 11 и бортовыми аккумуляторными батареями, без топлива будет использоваться по прямому назначению.

Таким образом, при использовании предлагаемого изобретения повысится дальность и увеличится время полета летательного аппарата вертикального взлета и посадки.

Пояснения

Описание прототипа содержит большое количество неточностей и ошибок, связанных с использованием нумерации элементов летательного аппарата вертикального взлета и посадки.

К сожалению, порядок функционирования прототипа раскрыт недостаточно. Не указаны размеры летательного аппарата, тип двигателей, вентиляторов-движителей и используемых бортовых аккумуляторных батарей, количество генераторов электрической энергии и т.д.

Принимая во внимание содержание материала патента на полезную модель № 189830 МПК B64C 29/00(2006.01) опубл.05.06.2019. с созвучным названием предлагаемому изобретению, используемого в качестве прототипа, были сделаны следующие предположения, выводы и приняты технические решения:

- предлагаемая солнечная батарея, закрепленная на внешней поверхности фюзеляжа, должна иметь габариты не менее габаритов листа А4 (210×297 мм), на сегодняшний день это минимальные размеры, позволяющие солнечной батареи обладать достаточными техническими характеристиками для выработки необходимой электрической энергии для относительно непродолжительного заряда накопителя электрической энергии, так как увеличение размеров позволяет увеличить количество ячеек солнечной батареи, что влияет на повышение выходного тока и мощности; значительное увеличение размеров также неприемлемо, так как это влечет за собой увеличение массы солнечной батареи, а, следовательно, и летательного аппарата в целом; предлагается использовать солнечную батарею, которая непрерывно вырабатывает энергию на протяжении суток, с габаритными размерами 410×315 мм, весом 340 г, коэффициентом преобразования солнечной энергии 23,5 %;

- в накопителе электроэнергии электронную плату заряда электрической энергии можно использовать на базе чипа TP4056, усилитель напряжения можно использовать типа МТ 3608 с величиной входного напряжения 2-24 В, а выходным напряжением 5-28 В, величиной выходного тока 0-2 А, минимальный вес накопителя электроэнергии в предлагаемом варианте составляет 410 г;

- конструктивно модуль заряда и усилитель напряжения накопителя электрической энергии можно распологать в электронном блоке управления;

- так как для питания двух двигателей силовой установки и привода в действие генераторов электрической энергии используется запас топлива, находящегося в фюзеляже, было сделано предположение, что в летательном аппарате вертикального взлета и посадки (прототипе) применяются бензиновые или дизельные двигатели внутреннего сгорания;

- для работы совместно с генераторами электрической энергии, приводимых в действие двигателем внутреннего сгорания, как правило, используют свинцово-кислотные аккумуляторные батареи;

- работа генераторов электрической энергии совместно со свинцово-кислотными аккумуляторными батареями позволяет утверждать об осуществлении заряда аккумуляторов при постоянном напряжении;

- анализ различных научных литературных источников (Руководство по эксплуатации свинцовых стартерных аккумуляторных батарей, М.: Военное издательство 1983 г.; Ютт, В.Е. Электрооборудование автомобилей: учебник для студентов Вузов / В.Е. Ютт. - М.: Транспорт, 2000. - 320 с.; Тимофеев, Ю.Л. Электрооборудование автомобилей. Устранение и предупреждение неисправностей / Ю.Л. Тимофеев, И.М. Ильн. - - М.: Транспорт, 2000. - 300 с. и др.) указывает, что одним из существенных недостатков при заряде постоянным напряжением является отсутствие возможности добиться 100% заряда, максимальный заряд аккумуляторных батарей при постоянном напряжении может достигать только 85 - 95%, поэтому принято решение поддерживать аккумуляторные батареи летательного аппарата постоянно заряженными, то есть не менее 95%;

- степень разряженности свинцовых стартерных аккумуляторных батарей при эксплуатации в условиях низких температур (Руководство по эксплуатации свинцовых стартерных аккумуляторных батарей, М.: Военное издательство 1983 г.) допускается не более 25%., нельзя разряжать батареи более чем на 25%, чтобы не снижать запаса энергии и предотвратить возможное замерзание электролита, поэтому принято решение, что при расходе топлива, находящегося в фюзеляже и питании вентиляторов-движителей и электрооборудования летательного аппарата только от бортовых аккумуляторных батарей, которые будут интенсивно разряжаться, в момент понижения напряжения более чем на 25 % электронный блок управления предлагаемого изобретения прекратит заряд накопителя электрической энергии от солнечной батареи и дополнительный заряд аккумуляторных батарей от накопителя электрической энергии, обеспечит комбинированное питание вентиляторов-движителей и электрооборудования, которое будет регулироваться и подаваться в систему управления летательного аппарата и складываться из напряжения, выработанного солнечной батареей, накопленного накопителем электрической энергии и бортовыми аккумуляторными батареями, тем самым прекратится интенсивный разряд бортовых аккумуляторов, повысится дальность и увеличится время полета летательного аппарата вертикального взлета и посадки.

Материал представленного пояснения можно использовать в описании предлагаемого изобретения «Летательный аппарат вертикального взлета и посадки».

Летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж, двухкилевое хвостовое оперение, шасси, центроплан, дополнительные консоли, профилированные пилоны движителей, силовую установку, бортовое электрооборудование, системы управления и стабилизации, шесть независимых электрических вентиляторов-движителей, расположенных определенным образом. Силовая установка выполнена в виде двух приводных двигателей и по меньшей мере одного генератора электрического тока, соединенного посредством бортового электрооборудования с вентиляторами-движителями, аккумуляторными батареями, системами управления и стабилизации летательного аппарата. Дополнительно установлены солнечная батарея, накопитель электрической энергии и электронный блок управления, соединенные определенным образом. Обеспечивается увеличение дальности и времени полета летательного аппарата. 3 ил.

Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий фюзеляж, двухкилевое хвостовое оперение, шасси, центроплан, дополнительные консоли, профилированные пилоны движителей, силовую установку, бортовое электрооборудование, а также системы управления и стабилизации, шесть независимых электрических вентиляторов-движителей, четыре из которых расположены на краях центроплана по два симметрично относительно плоскости симметрии летательного аппарата и установлены на профилированных пилонах, выполненных по двухбалочной схеме, причем передняя балка, к которой крепится вентилятор-движитель, сплошная, а задняя состоит из сегментов, между которыми установлена его профилированная кольцевая обечайка, а два других вентилятора-движителя расположены в носовой части фюзеляжа по одному симметрично относительно плоскости симметрии летательного аппарата на соединенных с вынесенной балкой профилированных пилонах, при этом крепление профилированных пилонов с вентиляторами-движителями к центроплану и вынесенной балке осуществлено посредством четырех независимо управляемых узлов поворота с возможностью поворота пилонов с вентиляторами-движителями на угол до 90÷95° от горизонтального положения, причем силовая установка выполнена в виде двух приводных двигателей и по меньшей мере одного генератора электрического тока, соединенного посредством бортового электрооборудования с вентиляторами-движителями, аккумуляторными батареями, системами управления и стабилизации летательного аппарата, дополнительно введены солнечная батарея, накопитель электрической энергии и электронный блок управления, причем солнечная батарея закреплена на внешней поверхности центроплана, соединена через электронный блок управления с накопителем электрической энергии, аккумуляторными батареями и системой управления, а накопитель электрической энергии через электронный блок управления соединен с аккумуляторными батареями и системой управления летательного аппарата.