Летательный аппарат вертикального взлета и посадки
VERTICAL TAKEOFF AND LANDING AIRCRAFT

Область техники, которой относится изобретение
Изобретение относится к области авиастроения, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки, и может быть использовано как персональное средство передвижения, как летающий кран, как платформа для сброса парашютиста, как средство разведки и атаки, как тяжелый беспилотный летательный аппарат (БПЛА) или дистанционно пилотируемый летательный аппарат (ДПЛА).
Уровень техники
Из уровня техники известен «летающий мотоцикл» (см. патент RU 108016, 29.10.2010 г.), обладающий системой спасения парашютного типа, содержащий крестообразную раму, четыре симметричных пропеллера и двигатель. Недостатками указанного устройства является то, что рама плоского балочного типа не обеспечивает необходимой жесткости конструкции, стойкой к прецессионным и нутационным колебаниям пропеллеров большой массы, что приводит к резонансным колебаниям, влечет образование усталостных дефектов в конструкции и усложняет задачу стабилизации аппарата в воздухе, отказ хотя бы одного пропеллера из четырех (а также любых других элементов конструкции, обеспечивающих работу пропеллера) ведет к аварии, а система спасения парашютного типа не предотвращает аварию, а лишь смягчает ее последствия. Сомнительна эффективность парашютной системы спасения на малых высотах полета. 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://aerofex.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, ведет к немедленной раскрутке аппарата в воздухе и делает невозможным его спасение, а также его безопасное покидание пилотом. Рама плоского типа не обеспечивает необходимой жесткости конструкции, стойкой к прецессионным и нутационным колебаниям пропеллеров большой массы, что приводит к резонансным колебаниям, влечет 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.com/MA/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, ведет к немедленной раскрутке аппарата в воздухе и делает невозможным его спасение, а также его безопасное покидание пилотом. Это же справедливо и для четырехпропеллерного варианта, т.к. аппарат не может продолжить полет в случае отказа хотя бы одного пропеллера. Рама плоского типа не обеспечивает необходимой жесткости конструкции, стойкой к прецессионным и нутационным колебаниям пропеллеров большой массы, что приводит к резонансным колебаниям, влечет 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) http://www.moller.com/., 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 полета через резервирование. Высокая сложность управления двигателями Ванкеля за счет низкой по сравнению с электродвигателями приемистостью этих моторов, а также необходимость постоянно выдерживать высокие обороты для сохранения оптимального режима работы примененного двигателя вынуждает использовать систему управления шагом воздушного винта. Данная система увеличивает массу аппарата, снижает его надежность, добавляет лишний обслуживаемый узел у каждого мотора. Совокупность недостатков примененной системы движителя приводит к раскачкам аппарата даже в безветрие (хорошо заметным на опубликованных видеоиспытаний) 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 энерговооруженность и приемистость аппарата. Низкая надежность, 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 войти в серийное производство.
Также из уровня техники известен летательный аппарат Personal Aircraft компании Zee.Aero Inc., US 20130311008 A1. Аппарат представляет собой самолет аэродинамической схемы «утка», снабженный двумя рядами пропеллеров вертикальной тяги и двумя толкающими пропеллерами. Недостатком указанного устройства является то, что основная подъемная сила в полете создается 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 полетах вблизи земли, а также при взлетах и посадках. Аппарат обладает габаритами легкомоторного самолета и не имеет механизма сложения крыльев и блоков двигателей. Питание двигателей осуществляется от общего источника, что снижает надежность 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 http://www.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 протяженностью силовой проводки от единственной батареи к двигателям, что не обеспечивает безопасности полета через резервирование, т.к. отказ батареи ведет 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 вертолетом. Сомнительна эффективность парашютной системы спасения на малых высотах полета.
Сущность изобретения
Задачей, решаемой заявленным изобретением, является создание малогабаритной, 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 взлета 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, соединенных 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, причем деталь с одной секции может быть переставлена в другую секцию.
В частном случае выполнения заявленного изобретения секция периферийного кластера рамы летательного аппарата ограничена по объему 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 мерев 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 быстросъемным 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 четное 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 подъема 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. 3 - вид сверху на мотоустановку электрического типа с двумя пропеллерами противоположного вращения, размещенную 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, размещенную 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, размещенную 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. 11 - 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, размещенную 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, размещенную 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, размещенную 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, размещенную 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 с движением под центральную часть;
Фиг. 29 - вид рамы с двумя кластерами, сложенными вниз, вариант 1;
Фиг. 30 - 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. 33 - 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, 11 - вал привода пропеллера, 12 - входной патрубок сжатого газа с регулировочным электрическим клапаном, 13 - выходной патрубок отработанного газа, 14 - педали управления, 15 - аэродинамический колодец мотоустановки, 16 - быстросъемные 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 трех 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 ведет 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), причем 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 всем диапазоне высот полета. Пропеллеры (10) малого диаметра и массы могут быть быстро остановлены как за счет 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 запыленности оптические сенсоры могут быть заменены емкостными или радиолокационными сенсорами, при этом радиолокационные обеспечивают большее покрытие, а емкостные - большую избирательность. Во-вторых, системой оптических датчиков внутри полых элементов рамы, состоящей из приемников и передатчиков оптических сигналов, работающих постоянно в течение полета. В случае разлома элемента рамы канал оптической связи рвется и система автоматического управления (20) получает сигнал о месте повреждения рамы.
Несущая рама летательного аппарата пространственной (объемной) конструкции обеспечивает необходимую жесткость 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 взлета 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, отъемного 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 полету) 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, соединенных между собой, внутри которых размещены однотипные мотоустановки, совместно с рамой образующие правый и левый кластер мотоустановок, причем устанавливается не более одной мотоустановки (3) в секции.
Секцией называется участок рамы, ограниченный по объему 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 грузоподъемности, 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, причем 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 грузоподъемности аппарата и располагаемой тяги одной мотоустановки с таким расчетом, чтобы суммарная тяга всех мотоустановок, выраженная в килограммах, не менее чем на 10% превосходила массу летательного аппарата, включая расчетную массу пилота и груза, что необходимо для обеспечения маневренного полета и резервирования отказавших мотоустановок. Дальнейшее увеличение запаса по тяге (путем 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 легких 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, объединенных посредством сварки, клепки или склейки (предпочтительным является сварка для металлов и склейка для карбона и композитов).
Необходимая жесткость рамы и защита пилота и окружающих от воздействия вращающихся пропеллеров или их осколков при разрушении достигается пространственной (объемной) 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 защищенность проводки от внешних механических воздействий.
По первому варианту исполнения изобретения мотоустановка содержит один или более электрический двигатель, расположенные соосно, с присоединенными к ним пропеллерами горизонтального вращения. Питание двигателей осуществляется от одного источника питания (ИП) или группы ИП, размещенных 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 помехозащищенность канала. Кабели прокладываются матричным методом, когда один канал управления прокладывается кабелями, проходящими поперечно оси симметрии аппарата, а второй канал - продольно (такая прокладка возможна за счет 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 приемопередатчики 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, причем наивысший приоритет имеют дальние от центра масс мотоустановки, как вносящие наибольший вклад в управляющее воздействие на аппарат за счет 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 присоединенными 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 закрепленного на его корпусе. Для нужд временного резервирования компрессор содержит пневмоаккумулятор, закрепленный на его корпусе, предназначенный для временного питания двигателей в случае отказа основного компрессора. Переключение на пневмоаккумулятор происходит автоматически при помощи трехходового 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 защищенность трубопроводов, а внешняя прокладка - охлаждение и ремонтопригодность. Предпочтительна наружная прокладка для улучшения ремонтопригодности.
Клапаны управления каждым пневмодвигателем находятся по обоим концам каждого трубопровода, причем 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 отдает команды контроллеру двигателя (9) и тот управляет степенью открытия регулировочных клапанов путем 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 путем 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 полете, 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 счет 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 путем избирательного изменения тяги мотоустановок кластеров, путем передачи команд управления контроллерам двигателей каждой мотоустановки. Система автоматического управления состоит их трех независимых плат автопилота, контроль исправности которых осуществляется отдельным контроллером, мажоритарным способом, по принимаемым ими решениям. Каждая плата автопилота содержит набор инерциальных датчиков (трехосевой гироскоп и трехосевой 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, приемник спутниковой навигационной системы, а также оптические, ультразвуковые или радиовысотомеры (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 дает самый точный результат для универсальной размерности кластера, но и требует максимальных вычислительных ресурсов), либо векторным разложением тяги каждой мотоустановки на центр масс ЛА в трехмерном 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 дает наименее точный результат за счет зависимости от упругости среды, определяемой высотой полета, зато может быть легко сведен 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 ее 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, путем обработки системой управления (автопилотом) сигналов органов управления и преобразования их в команды для мотоустановок. Высота полета устанавливается отдельной ручкой и автоматически удерживается системой управления (автопилотом) в течение всего полета по показаниям группы датчиков, таких как приемник 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. Причем блок рулевого управления выполнен с возможеностью снятия с аппарата в сборе путем разъединения быстросъемных защелок «лягушек» и разъединением штыревого разъема, 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 радиоприемопередатчик.
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 перелетов 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.