Способ охлаждения беспилотного летательного аппарата и устройство для осуществления способа
METHOD FOR COOLING UNMANNED AERIAL VEHICLE AND DEVICE FOR IMPLEMENTING METHOD

Настоящее изобретение относится к области беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), а более конкретно к системе охлаждения БПЛА мультироторного типа, с вертикальным взлетом и посадкой (например, квадрокоптер, гексакоптер, октокоптер).
БПЛА управляется дистанционно по радиоканалу, а также может функционировать автономно, по заранее определенному алгоритму. Для своего функционирования БПЛА должен в себя включать ряд радиоэлектронных систем, часть из которых работает на основе применения микропроцессоров с высокой вычислительной мощностью. Для защиты от внешнего воздействия, основные радиоэлектронные системы размещают в корпусе, а некоторые их элементы выносят за его пределы (например, лучи БПЛА можно использовать для размещения электронных регуляторов оборотов электродвигателей).
Во время работы БПЛА генерируется значительное количество тепла, которое может повлиять на его нормальную работу, при несвоевременном охлаждении. Длительный перегрев может привести к повреждению БПЛА и уменьшить срок его службы. Для устранения этих явлений, БПЛА оснащается системой охлаждения.
Из предшествующего уровня техники известна система охлаждения беспилотного летательного аппарата (Cooling system for unmanned aerial vehicle, US 2018/0002023 A1, МПК B64D 13/00, F01P 5/02, 14.09.2017).
Способ охлаждения беспилотного летательного аппарата (US 2018/0002023 A1, МПК B64D 13/00, F01P 5/02, 14.09.2017), взятый в качестве прототипа и заключающийся в использовании воздушного потока формируемого за счет вращения винтов квадрокоптера, приводимых в действие электродвигателями, каждый из которых расположен на своем луче, имеющем полую конструкцию со специальными направляющими отверстиями, которые пропускают часть потока от вращающихся винтов, создавая поток охлаждающего воздуха в едином воздушном пространстве, по которому поток, проходя внутри луча, поступает внутрь корпуса БПЛА, где находится печатная плата с элементами радиоэлектронных систем, и выходит через вентиляционную решетку в нижней части корпуса, чем обеспечивает охлаждение элементов БПЛА.
Общими с заявляемым способом являются признаки: использование воздушного потока формируемого за счет вращения винтов квадрокоптера, приводимых в действие электродвигателями, каждый из которых расположен на своем луче; единое воздушное пространство, образованное корпусом БПЛА и его лучами, имеющими полую конструкцию.
Недостатком способа является использование потока охлаждающего воздуха, направленного сверху вниз, что противоположно направлению движения нагретого воздуха, а также способствует интенсивному поступлению внутрь корпуса БПЛА, через направляющие отверстия, частиц пыли, воды и снега и, как следствие, загрязнению, размещенных в корпусе элементов радиоэлектронных систем, что приводит к снижению производительности системы охлаждения БПЛА и надежности его работы.
Устройство охлаждения беспилотного летательного аппарата (US 2018/0002023 A1, МПК B64D 13/00, F01P 5/02, 14.09.2017), взятое в качестве прототипа и содержащее корпус (main body) с четырьмя, симметричными, имеющими полую конструкцию лучами (arms), на каждом из которых расположены электродвигатели, соединенные с воздушными винтами (propellers), два из которых вращаются по часовой стрелке, а два других винта - против часовой стрелки; на каждом луче расположено, по меньшей мере, одно направляющее отверстие (air guide hole) и одна направляющая планка (guiding wall), которые выполнены с возможностью обеспечить ориентацию части воздушного потока, созданного винтами в единое воздушное пространство; единое воздушное пространство образованно полой конструкцией лучей и внутренним пространством корпуса БПЛА; каждая пара воздушных винтов, вращающихся в одном направлении, расположена по диагонали, при этом один из винтов, вращающихся по часовой стрелке, находится на левом переднем луче. Одно или несколько направляющих отверстий на каждом луче, расположены рядом с корпусом БПЛА, в области максимальной интенсивности воздушного потока, создаваемого внешней частью винта. Печатная плата (printed circuit board) с элементами радиоэлектронных систем находится внутри корпуса БПЛА, в нижней части которого расположено вентиляционное отверстие (air vent).
Общими с заявляемым устройством являются: корпус с четырьмя, симметричными, имеющими полую конструкцию лучами, на каждом из которых расположены электродвигатели, соединенные с воздушными винтами, создающими воздушный поток, два из которых вращаются по часовой стрелке, а два других винта - против часовой стрелки; корпус БПЛА разделен на верхнюю и нижнюю части, которые соединяясь вместе, образуют внутреннее пространство корпуса; единое воздушное пространство образованно полой конструкцией лучей и внутренним пространством корпуса БПЛА; каждая пара воздушных винтов, вращающихся в одном направлении, расположена по диагонали, при этом один из винтов, вращающихся по часовой стрелке, находится на левом переднем луче; печатная плата с элементами радиоэлектронных систем находится внутри корпуса БПЛА, в нижней части которого расположено вентиляционное отверстие.
Избыточными являются направляющие отверстия и направляющие планки.
Недостатки известного устройства определяются повышенным сопротивлением воздушному потоку, поступающему в единое воздушное пространство через направляющие отверстия, в виду их малой площади, по сравнению с площадью воздушного потока от винтов квадрокоптера, а также возможными вибрациями, возникающими в виду конструктивных особенностей направляющих отверстий и направляющих планок, что приводит к снижению надежности работы устройства.
Также известно устройство для аэродинамического диспергирования смеси (Aerodynamic formula dispersing apparatus, WO 2013173830 A1, МПК F24F 1/01, 20.05.2013) содержащее: узел с кольцевым аэродинамическим профилем (ring airfoil), имеющий сторону поступления (suction side) и сторону выхода (pressure side) воздушного потока, причем указанный кольцевой аэродинамический профиль имеет полую конструкцию и включает в себя внутренний канал (tunnel) и щель (slot) во внутреннем канале; крыльчатку (impeller) для подачи воздуха в узел с кольцевым аэродинамическим профилем; резервуар (reservoir) с жидкой смесью (formula), с выходящим из него через отверстие пористым материалом (material), который благодаря капиллярному эффекту вытягивает жидкую смесь и подает её через выпускную прорезь (opening), расположенную в узле с кольцевым аэродинамическим профилем со стороны выхода воздуха; при этом поступившая смесь захватывается воздушным потоком, проходящим от стороны поступления к стороне выхода.
Общими с заявляемым устройством являются: наличие узла с аэродинамическим профилем, который имеет полую конструкцию и расположен между стороной поступления воздушного потока и стороной его выхода; выпускная прорезь, расположенная в узле с аэродинамическим профилем со стороны выхода воздушного потока.
Избыточными являются: кольцевая форма узла с аэродинамическим профилем; внутренний канал и щель во внутреннем канале; крыльчатка; резервуар с жидкой смесью с выходящим из него пористым материалом.
Недостатками известного устройства являются ограниченная функциональность, поскольку описанное устройство позволяет производить только диспергирование смеси в воздушном потоке.
Техническим результатом является улучшение производительности и повышение надежности охлаждения беспилотного летательного аппарата.
Технический результат предлагаемого способа достигается тем, что на каждом луче, в области максимальной интенсивности воздушного потока, создаваемого внешней частью винта, размещается узел с аэродинамическим профилем и функцией шасси, линия нулевой подъемной силы которого совпадает с направлением воздушного потока от вращающихся винтов, при этом аэродинамический профиль, взаимодействуя с воздушным потоком, создает зону пониженного давления, в пределах действия которой, в каждом узле с аэродинамическим профилем (шасси), имеется, по меньшей мере, одна выпускная прорезь, через которую происходит отсос воздуха из единого воздушного пространства БПЛА, состоящего из внутреннего пространства корпуса и единого воздушного пространства лучей и соответствующих узлов с аэродинамическим профилем (шасси), имеющих полую конструкцию, при этом в едином воздушном пространстве БПЛА возникает поток охлаждающего воздуха, поступающий через вентиляционную решетку, расположенную в нижней части корпуса и охлаждающий элементы радиоэлектронных систем БПЛА, при этом компенсация влияния набегающего потока воздуха на аэродинамические профили (шасси), при горизонтальном движении квадрокоптера обеспечивается тем, что верхняя сторона профиля в каждой паре аэродинамических профилей (шасси), расположенных по диагонали, имеет одинаковую ориентацию, а верхние стороны профиля у соседних аэродинамических профилей (шасси) имеют различную ориентацию, при этом верхняя сторона аэродинамического профиля (шасси), размещенного на левом переднем луче, располагается справа.
Технический результат предлагаемого устройства достигается тем, что на каждом луче, в области максимальной интенсивности воздушного потока, создаваемого внешней частью винта, расположен узел с аэродинамическим профилем и функцией шасси, линия нулевой подъемной силы которого совпадает с направлением воздушного потока от вращающихся винтов, при этом аэродинамический профиль образует единое воздушное пространство со своим лучом, тогда единое воздушное пространство БПЛА образуется объединенными воздушными пространствами лучей и соответствующих узлов с аэродинамическим профилем (шасси), а так же внутренним пространством корпуса, при этом каждый узел с аэродинамическим профилем (шасси) имеет не меньше одной, выходящей из его внутреннего воздушного пространства, выпускной прорези, расположенной в зоне пониженного давления, возникающего при взаимодействии воздушного потока от вращающихся винтов и узла с аэродинамическим профилем (шасси), при этом верхняя сторона профиля в каждой паре аэродинамических профилей (шасси), расположенных по диагонали, имеет одинаковую ориентацию, а верхние стороны профиля у соседних аэродинамических профилей (шасси) имеют различную ориентацию, при этом верхняя сторона аэродинамического профиля (шасси), размещенного на левом переднем луче, располагается справа.
Внешний вид устройства охлаждения БПЛА представлен на фиг. 1.
Устройство охлаждения беспилотного летательного аппарата содержит корпус 1 с четырьмя, симметричными, имеющими полую конструкцию лучами 2а, 2б, 2в, 2г, на каждом из которых расположены электродвигатели, соединенные с винтами 3а, 3б, 3в, 3г, создающими воздушный поток, два из которых вращаются по часовой стрелке 3а, 3в, а два других винта - против часовой стрелки 3б, 3г; каждая пара воздушных винтов, вращающихся в одном направлении, расположена по диагонали, при этом один из винтов, вращающихся по часовой стрелке 3а, находится на левом переднем луче. На каждом луче 2а, 2б, 2в, 2г размещен соответствующий узел с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г.
Первый вид в разрезе устройства охлаждения БПЛА представлен на фиг. 2.
Корпус БПЛА содержит верхнюю часть корпуса 11 и нижнюю часть корпуса 12, которые соединяются вместе, образуя внутреннее пространство корпуса. Каждый узел с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г имеет полую конструкцию и образует единое воздушное пространство со своим лучом 2а, 2б, 2в, 2г. Каждый узел с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г (на фиг. 2 - 21а, 21г) имеет, не меньше одной, выходящей из его внутреннего воздушного пространства, выпускной прорези 211а, 211б, 211в, 211г (на фиг. 2 - 211а, 211г), расположенной со стороны выхода воздушного потока, в зоне пониженного давления, возникающего при взаимодействии воздушного потока от вращающихся винтов и узла с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г.
Второй вид в разрезе устройства охлаждения БПЛА представлен на фиг. 3.
Единое воздушное пространство БПЛА образованно объединенными воздушными пространствами лучей 2а, 2б, 2в, 2г и соответствующих им узлов с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г, а так же внутренним пространством корпуса 1; каждый узел с аэродинамическим профилем (шасси) (в данном случае - 21г) располагается на соответствующем луче (в данном случае - 2г) в области максимальной интенсивности воздушного потока, создаваемого внешней частью винта (в данном случае - 3г).
Корпус БПЛА в разобранном виде представлен на фиг. 4.
Печатная плата с элементами радиоэлектронных систем 4 и аккумуляторная батарея 5 располагаются внутри корпуса БПЛА, состоящего из верхней части корпуса 11 и нижней части корпуса 12, при этом в нижней части корпуса расположена вентиляционная решетка 6 (фиг. 5).
Предлагаемый способ охлаждения беспилотного летательного аппарата основан на использовании воздушного потока, формируемого за счет вращения винтов квадрокоптера 3а, 3б, 3в, 3г, каждый из которых приводится в движение своим электродвигателем. Направление и скорость вращения электродвигателя определяется электронным регулятором оборотов электродвигателей (Electronic Speed Controller, ESC). В соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения, по часовой стрелке вращаются винты 3а и 3в, а против часовой стрелки - винты 3б и 3г (фиг. 1).
Каждый электродвигатель закреплен на одном из четырех симметричных лучей 2а, 2б, 2в, 2г (фиг. 1), которые имеют полую конструкцию и конструктивно совмещены с соответствующими узлами с аэродинамическим профилем, которые выполняют также функцию шасси 21а, 21б, 21в, 21г. Каждый узел с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г располагается между стороной поступления и стороной выхода воздушного потока, формируемого за счет вращения винтов квадрокоптера 3а, 3б, 3в, 3г (фиг. 2). Узел с аэродинамическим профилем (шасси) располагается на луче в области максимальной интенсивности воздушного потока, создаваемого внешней частью винта (на фиг. 3 - 3г).
Набор характеристик аэродинамического профиля (шасси) 21 достаточно велик, основными их них являются геометрические и аэродинамические параметры. Геометрические параметры определяют форму аэродинамического профиля (шасси) 21, что имеет большое значение для формирования зоны пониженного давления, возникающего при взаимодействии воздушного потока от вращающихся винтов 3 и узла с аэродинамическим профилем (шасси) 21.
b
r
α
L
0
Для аэродинамических профилей 21 существуют следующие геометрические параметры (фиг. 6) [1, с. 35]: 7 - хорда профиля ( - длина хорды профиля); 71 - передняя точка профиля; 72 - задняя точка профиля; 73 - верхняя сторона профиля; 74 - нижняя сторона профиля; 75 - средняя линия профиля; 76 - максимальная вогнутость профиля; 77 - максимальная толщина профиля; 78 - носик профиля ( - радиус носика профиля); 79 - линия нулевой подъемной силы (-  - угол атаки при нулевой подъемной силе).
Одним из путей определения геометрических характеристик аэродинамических профилей 21 является использование серий профилей, разработанных в США Национальным консультативным комитетом по воздухоплаванию (National Advisory Committee for Aeronautics, NACA) в качестве возможных форм крыльев для самолетов. Форма аэродинамического профиля 21 описывается численно с использованием различных параметров аэродинамического профиля с цифрами в соответствии с обозначением NACA. Например, для аэродинамического профиля NACA 6409 первая цифра обозначает максимальную кривизну средней линии профиля - 6%, вторая цифра задает координаты точки с максимальной кривизной средней линии профиля, определяется по удалению от передней точки профиля, измеряется в десятых долях от длины хорды - 0,4 (40%), третья и четвертая цифры обозначает максимальную толщину профиля - 09% [2].
Числовой код для каждого профиля NACA может быть использован для точной генерации поперечного сечения аэродинамического профиля и расчета его свойств [2]. Различные параметры аэродинамического профиля 21 могут быть использованы для увеличения или уменьшения эффективности работы профиля в воздушном потоке. Например, более агрессивная вогнутость профиля допускает большее воздействие на воздушный поток, но при этом ухудшает процесс отделения воздушного потока от аэродинамического профиля, что может привести к возникновению турбулентности и снизить эффективность системы охлаждения.
R
Аэродинамические параметры профиля 21 позволяют обеспечить его правильную работу в пределах области воздействия воздушного потока. Главным аэродинамическим параметром профиля 21 является вектор полной аэродинамической силы , приложенный в центре давления профиля и направленный в сторону зоны пониженного давления (фиг. 7).
R
X
Y
X
Y
V
Практический интерес представляют составляющие вектора , которые имеют постоянное направление - вектор аэродинамического сопротивления  и вектор подъемной силы . Направление вектора  совпадает с вектором скорости и всегда имеет положительное значение. Направление вектора  перпендикулярно вектору скорости воздушного потока . Эта сила возникает вследствие разности давлений под аэродинамическим профилем и над ним, причем, чем больше разность давлений, тем подъемная сила больше.
Y
X
α
C
C
X
Y
Аэродинамические силы  и  зависят от угла атаки  через соответствующие безразмерные коэффициенты  и  :
; ; ,
C
R
где  - коэффициент полной аэродинамической силы;
S
2
- площадь аэродинамического профиля, м;
3
- плотность воздуха, кг/м;
V
- скорость воздушного потока, м/с;
C
X
- коэффициент аэродинамического сопротивления;
C
Y
- коэффициент подъемной силы.
Y
Изменяя угол атаки, можно добиться минимального сопротивления аэродинамического профиля 21 воздушному потоку, что достигается при совпадении линии нулевой подъемной силы с направлением воздушного потока от вращающихся винтов 3. При этом вектор подъемной силы =0, тогда имеем
.
На фиг. 8 показано поперечное сечение узла с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, линия нулевой подъемной силы 79 которого совпадает с направлением воздушного потока 8, который формируется за счет вращения винта квадрокоптера 3а. При этом аэродинамический профиль расположен между стороной поступления и стороной выхода воздушного потока 8. В результате взаимодействия узла с аэродинамическим профилем (шасси) 21а с воздушным потоком, создается зона пониженного давления, расположенная в районе верхней стороны профиля, со стороны выхода воздушного потока 8. В пределах действия зоны пониженного давления, в узле с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, имеется, по меньшей мере, одна выпускная прорезь 211а, через которую происходит отсос потока воздуха из единого воздушного пространства БПЛА 212а (фиг. 8).
Характеристики потока воздуха, проходящего через выпускную прорезь 211а в узле с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, связаны с принципом Бернулли, который, в общем виде, может быть определен уравнением [3]:
,
V
где  - скорость воздушного потока;
- ускорение силы тяжести;
z
- высота точки над базовой плоскостью;
р
- давление в выбранной точке;
ρ
- плотность потока во всех точках.
Приведенное выше уравнение, определяет линейную зависимость между квадратом скорости воздушного потока и давлением в области расположения выпускной прорези 211а в узле с аэродинамическим профилем (шасси) 21а.
В результате отсоса потока воздуха 212, через выпускные прорези 211а, 211б, 211в, 211г в узлах с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г, в едином воздушном пространстве БПЛА возникает поток охлаждающего воздуха. Единое воздушное пространство БПЛА состоит из внутреннего пространства корпуса 1 и единого воздушного пространства лучей 2а, 2б, 2в, 2г и соответствующих узлов с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г, имеющих полую конструкцию.
Корпус 1 содержит верхнюю часть 11 и нижнюю часть 12, которые соединяются вместе, образуя внутреннее пространство корпуса, внутри которого находятся печатная плата с элементами радиоэлектронных систем 4, аккумуляторная батарея 5, а в нижней части расположена вентиляционная решетка 6.
Поток охлаждающего воздуха поступает через вентиляционную решетку 6 в нижней части корпуса, охлаждает элементы радиоэлектронных систем, находящиеся в корпусе 1 (в частности, печатную плату 4, аккумуляторную батарею 5), проходит единое воздушное пространство лучей 2а, 2б, 2в, 2г и соответствующих узлов с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г и удаляется из единого воздушного пространства БПЛА через выпускные прорези 211а, 211б, 211в, 211г. Дополнительно, возможна организация потоков охлаждающего воздуха, направленных от электродвигателей к выпускным прорезям 211а, 211б, 211в, 211г и проходящих через воздушное пространство лучей 2а, 2б, 2в, 2г.
Верхняя сторона профиля в каждой паре аэродинамических профилей (шасси), расположенных по диагонали, имеет одинаковую ориентацию, а верхние стороны профиля у соседних аэродинамических профилей (шасси) имеют различную ориентацию, при этом верхняя сторона аэродинамического профиля (шасси) 21а, размещенного на левом переднем луче 2г, располагается справа (фиг. 2). Данная конструктивная особенность позволяет попарно компенсировать влияние набегающего потока воздуха при горизонтальном движении квадрокоптера, на аэродинамические профили (шасси) 21а и 21г, а так же на аэродинамические профили (шасси) 21б и 21в.
Достигаемым техническим результатом предлагаемого способа охлаждения беспилотного летательного аппарата являются улучшенная производительность, высокая надежность.
Поскольку поток охлаждающего воздуха поступает через вентиляционную решетку, расположенную в нижней части корпуса, его направление совпадает с направлением движения нагретого воздуха, данный способ охлаждения беспилотного летательного аппарата является более производительным, по сравнению с аналогом, где используется поток охлаждающего воздуха, направленный сверху вниз. Поскольку интенсивность потока охлаждающего воздуха определяется зоной пониженного давления, возникающей при взаимодействии воздушного потока от вращающихся винтов и узлов с аэродинамическим профилем (шасси), данный способ охлаждения беспилотного летательного аппарата является более производительным, по сравнению с аналогом, где поток охлаждающего воздуха поступает через направляющие отверстия малой площади, по сравнению с площадью воздушного потока от винтов квадрокоптера. Поскольку поток охлаждающего воздуха поступает через вентиляционную решетку, расположенную в нижней части корпуса, что препятствует интенсивному поступлению частиц пыли, воды и снега внутрь корпуса БПЛА и, как следствие, загрязнению, размещенных в корпусе элементов радиоэлектронных систем, данный способ охлаждения беспилотного летательного аппарата является более надежным, по сравнению с аналогом, где используется воздушный поток от винтов квадрокоптера, проходящий сверху вниз, через направляющие отверстия.
Достигаемым техническим результатом предлагаемого устройства для осуществления способа являются повышенная надежность его работы и расширенные функциональные возможности.
Источники информации
1. McCormick B.W. Aerodynamics of V/STOL flight. - Courier Corporation. - 1999. - 328 p. - URL: https://books.google.ru/books?id=jakW25BxfSkC&dq=Aerodynamics+of+ V/STOL+flight&lr=&hl=ru&source=gbs_navlinks_s (дата обращения: 22.07.2020).
2. Airfoil Tools - URL: http://airfoiltools.com/ (дата обращения: 22.07.2020).
3. Bernoulli's Equation - URL: http://mysite.du.edu/~jcalvert/tech/fluids/bernoul.htm (дата обращения: 22.07.2020).