Система электропитания летательного аппарата вертикального взлета и посадки
VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING AIRCRAFT POWER SUPPLY SYSTEM

Изобретение относится к области авиации, а именно к летательным аппаратам (ЛА) вертикального взлета и посадки - мультикоптерам с увеличенной продолжительностью и дальностью полета.
Из уровня техники известны ЛА, в которых аккумуляторные батареи расположены по центру ЛА в отдельном корпусе (см., например, патенты РФ №№2567496, 2632779, 2657650, 2702462 на изобретения).
Недостатками известных технических решений являются:
- увеличенные массогабаритные характеристики за счет выполнения отдельного корпуса для установки аккумуляторов и использования (прокладки) длинных силовых проводов;
- небольшая продолжительность и дальность полета ЛА;
- перегрев батарей за счет отсутствия требуемого охлаждения.
Из уровня техники известна аккумуляторная система ЛА (см. патент РФ №2648979 на изобретение, опубл. 29.03.2018).
Аккумуляторная система содержит несколько электрически соединенных друг с другом аккумуляторных элементов, каждый из которых содержит несколько электрохимических индивидуальных ячеек, при этом каждый элемент из указанных аккумуляторных элементов термически изолирован от других аккумуляторных элементов. Каждая из указанных электрохимических индивидуальных ячеек содержит контрольное устройство, которое выполнено с возможностью электрического отсоединения аккумуляторного элемента от других аккумуляторных элементов, если по меньшей мере, одно измеренное значение, контролируемое указанным контрольным устройством, лежит вне заданного диапазона значений. Аккумуляторные элементы аккумуляторной системы расположены в различных областях ЛА. Путем пространственного распределения аккумуляторных элементов достигается термическая изоляция отдельных аккумуляторных элементов друг от друга. Таким образом, при термическом пробое одной или нескольких электрохимических индивидуальных ячеек аккумуляторного элемента другие аккумуляторные элементы аккумуляторной системы не подвергаются его воздействию. Повышение безопасности работы аккумуляторной системы за счет термической изоляции каждого элемента от других аккумуляторных элементов и выполнения контрольного устройства с возможностью контроля параметров и отсоединения неисправных элементов является техническим результатом изобретения. После отключения неисправных элементов сохраняется возможность дальнейшего использования аккумуляторной системы с несколько сниженной мощностью.
Недостатками известного технического решения являются:
- отсутствие возможности "гибкой" сцепки между литий-ионными элементами, которая позволяет системе являться не только аккумулятором, но и носителем энергии (проводником);
- невозможность функционирования в случае трансформации части корпуса ЛА, в случае изменения положения элементов из одной батареи относительно друг друга (это критично при жесткой посадке или столкновениях).
Техническими результатами заявленного изобретения являются:
- увеличение продолжительности и дальности полета ЛА за счет снижения массогабаритных показателей;
- уменьшение веса за счет отсутствия проводов и отдельного корпуса батареи (функции корпуса выполняет каждый элемент (узел) ЛА, в который встроена батарея) без потери жесткости;
- увеличение прочности конструкции, а при гибкой спайке литий-ионных элементов - и гибкости корпуса;
- дополнительное охлаждение и избежание перегрева батарей при их расположении в лучах ЛА - мультикоптера, в зоне обдува несущих роторов;
- обеспечение термической изоляции друг от друга отдельных литий-ионных элементов посредством их пространственного распределения (размещения) по ЛА (при выгорании одной или нескольких индивидуальных ячеек аккумуляторного элемента другие аккумуляторные элементы системы, расположенные на расстоянии от указанного аккумуляторного элемента, не подвергаются воздействию);
- обеспечение требуемой безопасности для расположения во внутренних полостях корпуса литий-ионных элементов (либо других носителей электроэнергии) за счет изоляции внутренней поверхности;
- возможность "гибкой" сцепки между литий-ионными элементами, позволяющей системе являться не только аккумулятором, но и носителем энергии - проводником, например, от центра корпуса к электродвигателям, а также функционировать даже в случае трансформации части корпуса ЛА, в случае изменения положения элементов из одной батареи относительно друг друга (это критично при жесткой посадке или столкновениях);
- обеспечение взаимной термоизоляции литий-ионных элементов батареи.
Технические результаты достигаются тем, что система электропитания летательного аппарата (ЛА) вертикального взлета и посадки включает:
- М - лучей ЛА, где М - целое число, ≥ 4, ведущих к электродвигателям несущих винтов через электронные регуляторы хода (ESC);
- N - литий-ионных элементов, где N - целое число, ≥ 30, соединенных между собой жестко, либо гибко в зависимости от связующего элемента - пластины или провода блоками параллельно, либо последовательно;
- Z - внутренних изолированных полостей корпуса ЛА, где Z - целое число, ≥ 1;
- при этом литий-ионные элементы пространственно разнесены между собой и размещены блоками во внутренних изолированных полостях узлов ЛА и/или во внутренних изолированных полостях корпуса ЛА, образуя батарею - проводник энергии, например, от центра корпуса ЛА к электродвигателям несущих винтов по лучам.
Признаки и сущность заявленного изобретения поясняются в последующем детальном описании, иллюстрируемом чертежом (см. фиг. 1), где показан пример реализации системы электропитания ЛА вертикального взлета и посадки (мультикоптера).
На фигуре 1 обозначено следующее:
1 - М - лучей ЛА, ведущих через электронные регуляторы хода (ESC) к электродвигателям несущих винтов;
2 - N - литий-ионных элементов, расположенных во внутренней полости узла ЛА (луча мультикооптера);
3 - Z - внутренних полостей корпуса ЛА (мультикоптера), в которых расположены литий-ионные элементы.
Система электропитания летательного аппарата (ЛА) - мультикоптера вертикального взлета и посадки (см. фиг. 1) включает лучи (1) ЛА - мультикоптера, ведущие к электродвигателям несущих винтов через электронные регуляторы хода (ESC), во внутренних полостях которых размещены литий-ионные элементы (2). Во внутренних полостях (3) корпуса ЛА также размещены литий-ионные элементы (2). Внутренние полости изолированы. Литий-ионные элементы (2) пространственно разнесены между собой и размещены блоками в лучах (1) ЛА - мультикоптера и/или в полостях (3) корпуса ЛА. Литий-ионные элементы (2) спаяны между собой параллельно и/или последовательно по блокам, образуя батарею. Внедрение (размещение) литий-ионных элементов (2) в корпус ЛА производится таким образом, что итоговая батарея, состоящая из всех элементов, сама для себя является транспортом энергии (например, от центра корпуса, к электродвигателю) и исключает необходимость использования длинных силовых кабелей, что критично для регуляторов электромоторов (в которых неприемлемо использовать провода более метра во избежание перегрева). Литий-ионные элементы (2) могут быть связаны между собой либо жестко, либо гибко (в зависимости от связующего элемента - пластина, либо провод).
При расположении литий-ионных элементов (2) блоками в лучах (1) в зоне обдува несущих роторов обеспечивается дополнительное охлаждение и избежание перегрева батарей.
Посредством пространственного распределения литий-ионных элементов (2) по ЛА обеспечивается их термическая изоляция друг от друга (при выгорании одной или нескольких индивидуальных ячеек аккумуляторного элемента другие аккумуляторные элементы системы, расположенные на расстоянии от указанного аккумуляторного элемента, не подвергаются воздействию).
В отличие от известных технических решений в заявленной системе не требуется отдельного места для установки аккумуляторов и более 80% проводов (силовых кабелей), так как транспорт энергии осуществляется непосредственно по батарее определенной формы, повторяющей формы летательного аппарата (лучи в случае мультикоптеров, корпус и т.п.).
Проведенный анализ уровня техники позволил установить: аналоги с совокупностью существенных признаков, тождественных и идентичных существенным признакам заявленной системе, отсутствуют, что указывает на соответствие заявленной системы условию патентоспособности «новизна».
Результаты поиска известных решений с целью выявления существенных признаков, совпадающих с отличительными от аналогов существенными признаками заявленной системы, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники, а также не установлена известность влияния отличительных существенных признаков на указанные автором технические результаты. Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию патентоспособности «изобретательский уровень».