RU2657650C1 - Multicopter frame (options) - Google Patents
Multicopter frame (options) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2657650C1 RU2657650C1 RU2017111894A RU2017111894A RU2657650C1 RU 2657650 C1 RU2657650 C1 RU 2657650C1 RU 2017111894 A RU2017111894 A RU 2017111894A RU 2017111894 A RU2017111894 A RU 2017111894A RU 2657650 C1 RU2657650 C1 RU 2657650C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engines
- propellers
- supporting
- power platform
- longitudinal axis
- Prior art date
Links
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 16
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims description 5
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 7
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 7
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 2
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 2
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 2
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 2
- 208000032953 Device battery issue Diseases 0.000 description 1
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 1
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 238000009987 spinning Methods 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
Abstract
Description
Область техникиTechnical field
Изобретение относится к конструкциям рам летательных аппаратов (ЛА) вертикального взлета и посадки, в частности, к рамам мультикоптеров.The invention relates to structures of aircraft frames (LA) of vertical take-off and landing, in particular, to multicopter frames.
Уровень техникиState of the art
Из уровня техники известна рама ЛА (см. заявку US 2015012154 на изобретение, опубл. 08.01.2015).The prior art frame LA (see application US 2015012154 for the invention, publ. 08.01.2015).
ЛА содержит раму из 16 горизонтально расположенных двигателей с пропеллерами, кабину пилота и аккумуляторную батарею в ней, систему спасения всего аппарата парашютного типа, датчики и блок обработки сигнала.The aircraft contains a frame of 16 horizontally located engines with propellers, a cockpit and a battery in it, a rescue system for the entire parachute-type apparatus, sensors and a signal processing unit.
Недостатками известного технического решения являются:The disadvantages of the known technical solutions are:
- большие массогабаритные показатели и невозможность взлета-посадки со стандартного парковочного места 2,5×5 метров вследствие наличия 16 двигателей с пропеллерами большого размера и массы;- large overall dimensions and the impossibility of take-off and landing from a standard parking space of 2.5 × 5 meters due to the presence of 16 engines with large and large propellers;
- зависимая энергосистема, где все двигатели питаются от одной батареи, что не обеспечивает безопасности полета через резервирование, т.к. отказ батареи ведет к отказу всех двигателей сразу.- dependent power system, where all engines are powered by one battery, which does not ensure flight safety through redundancy, as battery failure leads to a failure of all engines at once.
Из уровня техники известна рама БЛА (см. патент РФ 128868 на полезную модель, опубл. 10.06.2013).The UAV frame is known from the prior art (see RF patent 128868 for a utility model, publ. 06/10/2013).
Рама БЛА представляет собой корпус с посадочными опорами, силовую установку с, по меньшей мере, тремя двигателями, закрепленных на корпусе, на каждом из двигателей установлен по меньшей мере один пропеллер, ось которого расположена вдоль силы тяжести.The UAV frame is a body with landing supports, a power unit with at least three engines mounted on the body, at least one propeller is installed on each of the engines, the axis of which is located along gravity.
Недостатками известного технического решения являются:The disadvantages of the known technical solutions are:
- маленькая дальность, продолжительность и скорость прямолинейного полета;- short range, duration and speed of a straight flight;
- отказ хотя бы одного пропеллера или двигателя из четырех ведет к аварии, что приводит к низкой безопасности полета.- failure of at least one propeller or engine out of four leads to an accident, which leads to low flight safety.
Из уровня техники известна платформа мультикоптера (см. патент РФ 2577822 на изобретение, опубл. 20.03.2016).The multicopter platform is known from the prior art (see RF patent 2577822 for an invention, publ. 03.20.2016).
Мультикоптер содержит платформу винтомоторной группы из продольных силовых балок - лонжеронов, расположенных вдоль полета, к лонжеронам крепятся поперечные силовые балки, на оконечностях которых устанавливаются электромоторы с несущими воздушными винтами, снизу к платформе прикрепляется грузопассажирская кабина с пакетами аккумуляторов, при этом количество винтомоторных установок должно обеспечивать грузоподъемность мультикоптера в вариантах воздушного робота, воздушного мотоцикла, микроавтомобиля, грузотакси, автобуса, боевой машины пехоты и пр.The multicopter contains a propeller-group platform of longitudinal power beams - spars located along the flight, transverse power beams are attached to the spars, at the ends of which electric motors with rotor propellers are installed, a cargo-passenger cabin with battery packs is attached to the bottom of the platform, while the number of propeller-driven installations must provide multicopter loading capacity in the options of an air robot, an air motorcycle, a microcar, a cargo taxi, a bus, combat m infantry vehicles, etc.
Недостатками известного технического решения являются:The disadvantages of the known technical solutions are:
- большие массогабаритные показатели вследствие наличия винтомоторной группы из множества продольных силовых балок - лонжеронов с поперечными силовыми балками, на которых установлены двигатели с винтами;- large weight and size indicators due to the presence of a propeller group of many longitudinal power beams - spars with transverse power beams, on which engines with screws are installed;
- невозможность взлета-посадки со стандартного парковочного места 2,5×5 метров.- the impossibility of take-off and landing from a standard parking space of 2.5 × 5 meters.
Из уровня техники известна рама воздушного такси (см. патент РФ 2609660 на изобретение, опубл. 02.02.2017).The frame of an air taxi is known from the prior art (see RF patent 2609660 for an invention, publ. 02.02.2017).
Рама представляет собой несущую ферму, в центре которой расположен жесткий купол из легкого материала, заполненный газом легче воздуха, покрытый элементами солнечной батареи. По периметру рамы расположены машинные отделения с воздушными винтовыми электродвижителями, а снизу рамы расположены захваты для крепления грузовых контейнеров.The frame is a supporting truss, in the center of which there is a rigid dome made of light material, filled with gas lighter than air, covered with solar cells. Along the perimeter of the frame are engine rooms with propeller-driven electric propellers, and grips for securing freight containers are located below the frame.
Недостатками известного технического решения являются:The disadvantages of the known technical solutions are:
- маленькая дальность, продолжительность и скорость прямолинейного полета ввиду отсутствия маршевого двигателя;- a small range, duration and speed of a straight flight due to the lack of mid-flight engine;
- отказ хотя бы одного пропеллера или двигателя ведет к аварии, что приводит к низкой безопасности полета.- failure of at least one propeller or engine leads to an accident, which leads to low flight safety.
Из уровня техники известна несущая платформа летающего мотоцикла (см. патент РФ 108016 на полезную модель, опубл. 10.09.2011).The carrier platform of a flying motorcycle is known from the prior art (see RF patent 108016 for utility model, published on 09/10/2011).
Несущая платформа состоит из балок рамной конструкции крестового типа, на концевых площадках крестовых балок которой установлены моторы с пропеллерами, расположенными в кольцевых оправах с защитной дугой снизу; снизу к платформе крепятся стояночные опоры; сверху в середине несущей платформы на крепежной площадке устанавливается конструкция для размещения пилота, либо пилота и пассажира, либо пилота и груза, включающая сиденье для пилота, либо пилота и пассажира.The supporting platform consists of cross-type frame beams, on the end platforms of the cross beams of which motors with propellers located in ring frames with a protective arc from below are installed; parking supports are attached from below to the platform; on top in the middle of the carrier platform on the mounting platform, a structure is installed to accommodate the pilot, either the pilot and passenger, or the pilot and cargo, including the seat for the pilot, or the pilot and passenger.
Недостатками известного технического решения являются:The disadvantages of the known technical solutions are:
- большие массогабаритные показатели и невозможность взлета-посадки со стандартного парковочного места 2,5×5 метров;- large overall dimensions and the impossibility of take-off and landing from a standard parking space 2.5 × 5 meters;
- маленькая дальность, продолжительность и скорость прямолинейного полета;- short range, duration and speed of a straight flight;
- отказ хотя бы одного пропеллера или двигателя из четырех ведет к аварии, что приводит к низкой безопасности полета;- failure of at least one propeller or engine out of four leads to an accident, which leads to low flight safety;
- рама плоского балочного типа не обеспечивает необходимой жесткости конструкции, стойкой к 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. Пропеллеры большого диаметра и массы не могут быть быстро остановлены при аварии. Двигатели обладают большой массой и сильным шумом что исключает использование аппарата в условиях города.- the flat beam type frame does not provide the necessary structural rigidity, resistant to vibrations of large propellers, which leads to resonance vibrations, leads to the formation of fatigue defects in the structure and complicates the task of stabilizing the device in the air, the failure of at least one of the four propellers (as well as any other structural elements ensuring the operation of the propeller) leads to an accident. Large diameter and mass propellers cannot be quickly stopped in an accident. The engines have a large mass and strong noise, which excludes the use of the device in a city.
Из уровня техники известен аэробайк (см. патент РФ 127039 на полезную модель, опубл. 20.04.2013).An aerobike is known from the prior art (see RF patent 127039 for a utility model, publ. 04/20/2013).
Аэробайк включает несущую раму прямоугольной формы, восемь попарно установленных моторов с двух, трех или четырехлопастными пропеллерами, закрепленных на углах рамы, два блока горизонтальной стабилизации, фюзеляж и место пилота, два блока горизонтальной стабилизации. На углах прямоугольной рамы жестко крепятся восемь электромоторов.The aerobike includes a rectangular supporting frame, eight pairwise mounted motors with two, three or four-blade propellers mounted on the corners of the frame, two horizontal stabilization units, the fuselage and the pilot's seat, two horizontal stabilization units. Eight electric motors are rigidly fixed at the corners of a rectangular frame.
Недостатками известного технического решения являются:The disadvantages of the known technical solutions are:
- маленькая дальность, продолжительность и скорость прямолинейного полета;- short range, duration and speed of a straight flight;
- большие массогабаритные характеристики и невозможность взлета/посадки со стандартного парковочного места 2,5×5 метров;- large weight and size characteristics and the impossibility of take-off / landing from a standard parking space 2.5 × 5 meters;
- отказ хотя бы одного пропеллера или двигателя из четырех ведет к аварии, что приводит к низкой безопасности полета;- failure of at least one propeller or engine out of four leads to an accident, which leads to low flight safety;
- сложность конструкции ввиду использования восьми попарно установленных моторов с пропеллерами.- design complexity due to the use of eight pairwise mounted motors with propellers.
Из уровня техники известен многороторный пассажирский ЛА (см. заявка AU 2016100121 на изобретение, опубл. 10.03.2016).The prior art multi-rotor passenger aircraft (see application AU 2016100121 for invention, publ. 10.03.2016).
ЛА включает пассажирскую кабину и попарно расположенные, разнесенные от корпуса кабины пилота, двигатели с винтами. Первый винт и второй винт расположены вертикально на одном и том же плече ЛА. Винты меньшего размера установлены как выше, так и ниже каждого плеча воздушного судна. Шасси расположено в нижней части корпуса ЛА. Четыре двигателя с пропеллерами расположены симметрично относительно пассажирской кабины.The aircraft includes a passenger cabin and twin-engine engines with screws spaced from the cockpit body. The first screw and the second screw are located vertically on the same aircraft shoulder. Smaller propellers are installed both above and below each aircraft arm. The chassis is located at the bottom of the aircraft. Four engines with propellers are located symmetrically relative to the passenger cabin.
Недостатками известного технического решения являются:The disadvantages of the known technical solutions are:
- маленькая дальность, продолжительность и скорость прямолинейного полета;- short range, duration and speed of a straight flight;
- большие массогабаритные характеристики и невозможность взлета/посадки со стандартного парковочного места 2,5×5 метров;- large weight and size characteristics and the impossibility of take-off / landing from a standard parking space 2.5 × 5 meters;
- сложность ввиду использования попарно установленных моторов с пропеллерами.- complexity due to the use of pairwise mounted motors with propellers.
Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the invention
Техническим результатом заявленного изобретения является:The technical result of the claimed invention is:
- уменьшение массогабаритных показателей и возможность взлета-посадки со стандартного парковочного места 2,5×5 метров;- reduction of overall dimensions and the possibility of take-off and landing from a standard parking space 2.5 × 5 meters;
- увеличение дальности, продолжительности и скорости прямолинейного полета;- an increase in the range, duration and speed of a straight flight;
- увеличение безопасности полета.- increased flight safety.
Технический результат по первому варианту осуществления изобретения достигается тем, что рама мультикоптера представляет собой:The technical result according to the first embodiment of the invention is achieved by the fact that the multicopter frame is:
- несущую силовую платформу, выполненную из двух труб квадратного, круглого или прямоугольного сечения одинакового размера и длины, в перехлесте образующих крест, которые усилены и закреплены силовыми пластинами одинакового размера снизу и сверху;- a supporting power platform made of two pipes of square, round or rectangular cross section of the same size and length, overlapping to form a cross, which are reinforced and secured by force plates of the same size from above and below;
- на концевых участках вышеуказанных труб несущей силовой платформы на лучах установлены независимо работающие двигатели с несущими пропеллерами, при этом соседние противоположные несущие пропеллеры, расположенные симметрично относительно продольной оси с двух концов - переднего и заднего, несущей силовой платформы, обеспечивают частичное перекрытие площади друг друга, а лучи выполнены с возможностью наклона в продольной плоскости для изменения угла положения несущих пропеллеров;- at the end sections of the above pipes of the load-bearing power platform, independent working engines with load-bearing propellers are installed on the beams, while adjacent opposite load-bearing propellers, located symmetrically relative to the longitudinal axis from two ends - the front and rear, load-bearing power platforms, partially overlap each other’s area, and the rays are made with the possibility of tilting in the longitudinal plane to change the angle of the position of the bearing propellers;
- сверху по центру на силовой пластине несущей силовой платформы предусмотрена возможность установки модуля с полезной нагрузкой, включающего, например: средства управления, бортовой летный компьютер, датчики, аккумуляторную батарею, генератор, бак для топлива;- from the top center on the power plate of the supporting power platform, it is possible to install a module with a payload, including, for example: controls, on-board flight computer, sensors, battery, generator, fuel tank;
- двигатели с несущими пропеллерами расположены по два, по обе стороны симметрично относительно центра тяжести и продольной оси;- engines with bearing propellers are arranged in two, on both sides symmetrically with respect to the center of gravity and the longitudinal axis;
- снизу вышеуказанных труб несущей силовой платформы в области лучей закреплены демпферы для взлета и посадки с поверхности;- from the bottom of the above pipes of the supporting power platform, dampers are fixed in the ray area for take-off and landing from the surface;
- над модулем с полезной нагрузкой предусмотрена возможность установки, например, съемных кабины пилота, сиденья пилота, органов управления мотоцикла или грузового отсека;- Above the payload module, it is possible to install, for example, removable cockpits, pilot seats, motorcycle controls or the cargo compartment;
- на корпусе съемной кабины пилота сверху предусмотрена возможность шарнирного закрепления складного крыла;- on the case of a removable cockpit, the possibility of hinging a folding wing is provided from above;
- с задней стороны корпуса съемной кабины пилота предусмотрена возможность установки маршевого двигателя с пропеллером;- from the rear side of the body of the removable cockpit, it is possible to install a mid-flight engine with a propeller;
- при этом во время полета при возникновении аварийных (нештатных) ситуаций на одном из четырех независимо работающих двигателей или несущих пропеллеров происходит мгновенное отключение противоположного относительно центра тяжести и продольной оси двигателя и равномерное перераспределение и увеличение тяги к другой паре работающих исправно, противоположных относительно центра тяжести и продольной оси, двигателей, которые выводятся на максимальный режим работы, обеспечивающий компенсацию потерь двух других двигателей.- in this case, during a flight in the event of emergency (abnormal) situations on one of the four independently operating engines or supporting propellers, the engine opposite to the center of gravity and the longitudinal axis of the engine is instantly turned off and the thrust to the other pair is regularly distributed and working properly, opposite to the center of gravity and the longitudinal axis of the engines, which are brought to the maximum operating mode, providing compensation for the losses of two other engines.
Технический результат по второму варианту осуществления изобретения достигается тем, что рама мультикоптера представляет собойThe technical result according to the second variant embodiment of the invention is achieved by the fact that the multicopter frame is
- несущую силовую платформу, выполненную из двух труб квадратного, круглого или прямоугольного сечения одинакового размера и длины, в перехлесте образующих крест, которые усилены и закреплены силовыми пластинами одинакового размера снизу и сверху;- a supporting power platform made of two pipes of square, round or rectangular cross section of the same size and length, overlapping to form a cross, which are reinforced and secured by force plates of the same size from above and below;
- на концевых участках вышеуказанных труб несущей силовой платформы на лучах установлены независимо работающие двигатели с несущими пропеллерами, при этом соседние противоположные несущие пропеллеры, расположенные симметрично относительно продольной оси с двух концов - переднего и заднего, несущей силовой платформы, обеспечивают частичное перекрытие площади друг друга, а лучи выполнены с возможностью наклона в продольной плоскости для изменения угла положения несущих пропеллеров;- at the end sections of the above pipes of the load-bearing power platform, independent working engines with load-bearing propellers are installed on the beams, while adjacent opposite load-bearing propellers, located symmetrically relative to the longitudinal axis from two ends - the front and rear, load-bearing power platforms, partially overlap each other’s area, and the rays are made with the possibility of tilting in the longitudinal plane to change the angle of the position of the bearing propellers;
- сверху по центру на силовой пластине несущей силовой платформы предусмотрена возможность установки модуля с полезной нагрузкой, включающего, например: средства управления, бортовой летный компьютер, датчики, аккумуляторную батарею, генератор, бак для топлива;- from the top center on the power plate of the supporting power platform, it is possible to install a module with a payload, including, for example: controls, on-board flight computer, sensors, battery, generator, fuel tank;
- двигатели с несущими пропеллерами расположены по два, по обе стороны симметрично относительно центра тяжести и продольной оси;- engines with bearing propellers are arranged in two, on both sides symmetrically with respect to the center of gravity and the longitudinal axis;
- под несущей силовой платформой предусмотрена возможность установки, например, съемных кабины пилота или грузового отсека с шасси, расположенным в нижней части корпуса съемной кабины пилота, для взлета и посадки с поверхности;- under the supporting power platform, it is possible to install, for example, a removable cockpit or a cargo compartment with a chassis located in the lower part of the body of the removable cockpit for takeoff and landing from the surface;
- с задней стороны корпуса съемной кабины пилота предусмотрена возможность установки маршевого двигателя с пропеллером.- from the rear side of the body of the removable cockpit, it is possible to install a mid-flight engine with a propeller.
- при этом во время полета при возникновении аварийных (нештатных) ситуаций на одном из четырех независимо работающих двигателей или несущих пропеллеров происходит мгновенное отключение противоположного относительно центра тяжести и продольной оси двигателя и равномерное перераспределение и увеличение тяги к другой паре работающих исправно, противоположных относительно центра тяжести и продольной оси, двигателей, которые выводятся на максимальный режим работы, обеспечивающий компенсацию потерь двух других двигателей.- in this case, during a flight in the event of emergency (abnormal) situations on one of the four independently operating engines or supporting propellers, the engine opposite to the center of gravity and the longitudinal axis of the engine is instantly turned off and the thrust to the other pair is regularly distributed and working properly, opposite to the center of gravity and the longitudinal axis of the engines, which are brought to the maximum operating mode, providing compensation for the losses of two other engines.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
Признаки и сущность заявленного изобретения поясняется в последующем детальном описании, иллюстрируемом чертежами (см. фигуры 1-14), где показано следующее.The features and essence of the claimed invention is illustrated in the following detailed description, illustrated by drawings (see figures 1-14), which shows the following.
На фиг. 1 - пример реализации несущей силовой платформы с усилением сверху и снизу алюминиевыми силовыми пластинами.In FIG. 1 is an example implementation of a load-bearing power platform with reinforcement from above and below by aluminum power plates.
На фиг. 2 - пример реализации несущей силовой платформы с установленным сверху на алюминиевых силовых пластинах модулем с полезной нагрузкой.In FIG. 2 is an example implementation of a load-bearing power platform with a payload module mounted on top of aluminum power plates.
На фиг. 3 - пример реализации рамы мультикоптера из несущей силовой платформы с модулем с полезной нагрузкой (вид сбоку) - 1 вариант.In FIG. 3 - an example of the implementation of the multicopter frame from a supporting power platform with a module with a payload (side view) - 1 option.
На фиг. 4 - пример реализации рамы мультикоптера из несущей силовой платформы с модулем с полезной нагрузкой (вид сбоку) - 1 вариант.In FIG. 4 - an example of the implementation of the multicopter frame from a supporting power platform with a module with a payload (side view) - 1 option.
На фиг. 5 - пример реализации рамы мультикоптера из несущей силовой платформы с модулем с полезной нагрузкой (вид сверху) - 1 вариант.In FIG. 5 - an example of the implementation of a multicopter frame from a load-bearing power platform with a module with a payload (top view) - 1 option.
На фиг. 6 - пример реализации рамы мультикоптера со складным крылом (вид спереди) - 1 вариант.In FIG. 6 - an example of the implementation of the multicopter frame with a folding wing (front view) - 1 option.
На фиг. 7 - пример реализации рамы мультикоптера со складным крылом в сложенном состоянии (вид сбоку) - 1 вариант.In FIG. 7 - an example of the implementation of the multicopter frame with a folding wing in the folded state (side view) - 1 option.
На фиг. 8 - пример реализации рамы мультикоптера (вид сбоку) - 1 вариант.In FIG. 8 - an example of the implementation of the multicopter frame (side view) - 1 option.
На фиг. 9 - пример реализации рамы мультикоптера с кабиной пилота, расположенной снизу несущей силовой платформы - 2 вариант.In FIG. 9 - an example of the implementation of a multicopter frame with a cockpit located below the load-bearing power platform - 2 option.
На фиг. 10 - пример реализации рамы мультикоптера с кабиной пилота, расположенной снизу несущей силовой платформы (вид сбоку) - 2 вариант.In FIG. 10 - an example of the implementation of the multicopter frame with a cockpit located below the load-bearing power platform (side view) - 2 option.
На фиг. 11 - пример реализации рамы мультикоптера с кабиной пилота, расположенной снизу несущей силовой платформы (вид сверху) - 2 вариант.In FIG. 11 is an example of the implementation of a multicopter frame with a cockpit located below the supporting power platform (top view) - 2 option.
На фиг. 12 - пример реализации рамы мультикоптера с сиденьем пилота, расположенным сверху несущей силовой платформы (вид сбоку) - 1 вариант.In FIG. 12 is an example of the implementation of a multicopter frame with a pilot's seat located on top of the supporting power platform (side view) - 1 option.
На фиг. 13 - пример реализации рамы мультикоптера с сиденьем пилота, расположенным сверху несущей силовой платформы (вид сзади) - 1 вариант.In FIG. 13 - an example of the implementation of the multicopter frame with the pilot seat located on top of the supporting power platform (rear view) - 1 option.
На фиг. 14 - пример реализации рамы мультикоптера с сиденьем пилота, расположенным сверху несущей силовой платформы (вид спереди) - 1 вариант.In FIG. 14 is an example of the implementation of a multicopter frame with a pilot seat located on top of the supporting power platform (front view) - 1 option.
На фигурах 1-14 одинаковыми ссылочными позициями обозначено следующее:In figures 1-14, the same reference numbers indicate the following:
1 - силовые алюминиевые пластины квадратной или прямоугольной формы;1 - power aluminum plates of square or rectangular shape;
2 - лучи на концевых участках труб квадратного, круглого или прямоугольного сечения;2 - rays at the end sections of pipes of square, round or rectangular section;
3 - трубы квадратного, круглого или прямоугольного сечения;3 - pipes of square, round or rectangular section;
4 - модуль с полезной нагрузкой;4 - module with a payload;
5 - складное крыло;5 - folding wing;
6 - кабина пилота;6 - cockpit;
7 - несущий пропеллер;7 - bearing propeller;
8 - двигатель несущего пропеллера;8 - engine propeller;
9 - маршевый двигатель с пропеллером;9 - marching engine with a propeller;
10 - шарнирное крепление (узел);10 - swivel mount (node);
11 - шасси;11 - chassis;
12 - демпферы;12 - dampers;
13 - сиденье пилота.13 - pilot seat.
Осуществление и примеры реализации изобретенияThe implementation and examples of implementation of the invention
Рама мультикоптера (варианты) (см. фигуры 1-14) состоит из несущей силовой платформы, выполненной из двух труб (3) квадратного, круглого или прямоугольного сечения одинакового размера и длины, в перехлесте образующих крест, которые усилены и закреплены силовыми пластинами (1) снизу и сверху. Трубы (3) несущей силовой платформы выполнены из алюминия и могут быть выполнены разной толщины, диаметром и сечения, для обеспечения высоких прочностных характеристик и минимального веса конструкции. Силовые пластины (1) выполнены квадратной или прямоугольной формы одинакового размера из алюминия и крепятся через клепки. На концевых участках труб (3) несущей силовой платформы на лучах (2) установлены независимо работающие двигатели (8) с несущими пропеллерами (7). На нижней части труб (3) в области лучей (2) закрепляют демпферы (12) для взлета и посадки с поверхности. Лучи (2) на концевых участках (площадках) труб (3) могут наклоняться относительно продольной плоскости для изменения угла положения несущих пропеллеров (7). При этом лучи (2) с демпферами (12) выполняют функцию шасси, что приводит к уменьшению веса и габаритов рамы мультикоптера. Несущие пропеллеры (7) обеспечивают частичное перекрытие площади друг друга - 20%÷40% площади - это дает уменьшение габаритов рамы для взлета/посадки со стандартного парковочного места 2,5×5 метров. Сверху по центру на алюминиевой силовой пластине (1) несущей силовой платформы установлен модуль (4) с полезной нагрузкой. В состав модуля (4) могут входить, например: средства управления, бортовой летный компьютер, датчики, аккумуляторная батарея, генератор, бак для топлива. Двигатели (8) с несущими пропеллерами (7) устанавливают симметрично относительно центра тяжести и продольной оси и вынесены вверх над силовой несущей платформой для обеспечения наилучшей тяги несущих пропеллеров (7). Во втором варианте осуществления изобретения, съемные кабина пилота (6) или грузовой отсек с шасси (11), расположенным на нижней части корпуса съемной кабины пилота (6), для взлета и посадки с поверхности, устанавливаются под несущей силовой платформой. На кабине пилота (6) сверху с помощью шарнирного узла (10) закрепляется складное крыло (5). Шарнирное крепление (10) для размещения складного крыла (5) дает увеличение дальности полета и возможность обеспечения взлета/посадки со стандартного парковочного места размером 2,5×5 метров. Шарнирные элементы (10) складного крыла (5) позволяют сделать складную конструкцию для регулировки угла атаки лопастей в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Сзади корпуса съемной кабины пилота (6) устанавливается маршевый двигатель (9) с пропеллером для создания дополнительной тяги и увеличения скорости прямолинейного горизонтального полета. Для горизонтального (прямолинейного) полета используется маршевый двигатель (9), а двигатели (8) с несущими пропеллерами (7) используются только для горизонтального взлета/посадки и во время прямолинейного полета отключаются, после чего во время полета они набегающим потоком раскручиваются, создавая тягу и подзаряжая аккумуляторную батарею (АКБ). Соединение модуля (4) с полезной нагрузкой на алюминиевых силовых пластинах (1) осуществляется сваркой с дополнительным усилением уголками. Кабина (6) и сиденье (13) пилота быстросъемны, что позволяет осуществить быстрый доступ к важным элементам конструкции и оборудованию для их замены или ремонта. Во время полета мультикоптера при возникновении аварийных (нештатных) ситуаций, на одном из четырех независимо работающих двигателей (8) или несущих пропеллеров (7) происходит мгновенное отключение противоположного относительно центра тяжести и продольной оси двигателя (8) и равномерное перераспределение и увеличение тяги к другой паре работающих исправно, противоположных относительно центра тяжести и продольной оси, двигателей (8), при этом два оставшихся работающих исправно двигателя (8) выводятся на максимальный режим работы, обеспечивающий компенсацию потерь двух других двигателей (8), осуществляя при этом стабилизацию мультикоптера в воздухе по горизонту и аварийную плавную посадку (снижение) по вертикали, обеспечивая тем самым безопасность полета, исключая раскрутку, заваливание (смещение) в разные стороны и падение.The multicopter frame (options) (see figures 1-14) consists of a load-bearing power platform made of two pipes (3) of square, round or rectangular cross section of the same size and length, in the overlap forming a cross, which are reinforced and secured by power plates (1 ) bottom and top. Pipes (3) of the supporting power platform are made of aluminum and can be made of different thicknesses, diameters and cross-sections, to ensure high strength characteristics and the minimum weight of the structure. Power plates (1) are made of square or rectangular shape of the same size of aluminum and are fastened through rivets. Independently working engines (8) with supporting propellers (7) are installed on the end sections of the pipes (3) of the supporting power platform on the beams (2). On the lower part of the pipes (3) in the area of the rays (2), dampers (12) are fixed for take-off and landing from the surface. The rays (2) at the end sections (platforms) of the pipes (3) can be tilted relative to the longitudinal plane to change the angle of the position of the bearing propellers (7). In this case, the rays (2) with dampers (12) perform the function of the chassis, which leads to a decrease in the weight and dimensions of the multicopter frame. Bearing propellers (7) provide partial overlap of each other’s area - 20% ÷ 40% of the area - this gives a reduction in the frame size for take-off / landing from a standard parking space of 2.5 × 5 meters. From the top, on the aluminum power plate (1) of the supporting power platform, a module (4) with a payload is installed. The module (4) may include, for example: controls, on-board flight computer, sensors, battery, generator, fuel tank. Engines (8) with supporting propellers (7) are mounted symmetrically with respect to the center of gravity and the longitudinal axis and are carried up above the power supporting platform to ensure the best traction of the supporting propellers (7). In the second embodiment of the invention, a removable cockpit (6) or a cargo compartment with a chassis (11) located on the lower part of the body of the removable cockpit (6), for takeoff and landing from the surface, are installed under the supporting power platform. On the cockpit (6), a folding wing (5) is fixed from above using a hinge assembly (10). A swivel mount (10) for accommodating a folding wing (5) gives an increase in flight range and the ability to provide take-off / landing from a standard parking space 2.5 × 5 meters in size. The hinged elements (10) of the folding wing (5) make it possible to make a folding structure for adjusting the angle of attack of the blades in the vertical and horizontal planes. A rear-engined engine (9) with a propeller is installed behind the body of the removable cockpit (6) to create additional thrust and increase the speed of a straight horizontal flight. For a horizontal (rectilinear) flight, a marching engine (9) is used, and engines (8) with bearing propellers (7) are used only for horizontal take-off / landing and are switched off during a straight flight, after which they spin up in an onward flow, creating thrust and recharging the battery (battery). The connection of the module (4) with the payload on the aluminum power plates (1) is carried out by welding with additional reinforcement by the corners. The cockpit (6) and the pilot seat (13) are quick-detachable, which allows quick access to important structural elements and equipment for their replacement or repair. During a multicopter flight in the event of emergency (contingency) situations, one of four independently operating engines (8) or supporting propellers (7) instantly shuts down the engine, which is opposite to the center of gravity and the longitudinal axis (8), and uniformly redistributes and increases traction to another a pair of engines working properly, opposite (with respect to the center of gravity and the longitudinal axis), of the engines (8), while the two remaining working engines (8) working properly are brought to the maximum operating mode, compensating for the losses of two other engines (8), while stabilizing the multicopter in the air horizontally and emergency emergency landing (decrease) vertically, thereby ensuring flight safety, excluding spinning, blocking (displacement) in different directions and falling.
Уменьшение массогабаритных показателей достигается за счет лучей с демпферами, выполняющих функцию шасси.The reduction of overall dimensions is achieved due to the rays with dampers that perform the function of the chassis.
Уменьшение габаритов для взлета-посадки со стандартного парковочного места 2,5×5 метров достигается за счет расположения несущих пропеллеров с частичным перекрытием площади труб несущей силовой платформы.The reduction in dimensions for take-off and landing from a standard parking space of 2.5 × 5 meters is achieved due to the location of the bearing propellers with a partial overlap of the pipe area of the supporting power platform.
Увеличение дальности полета достигается за счет размещения на верхней части корпуса кабины пилота складного крыла.The increase in flight range is achieved by placing a folding wing on the upper part of the cockpit body.
Для увеличения продолжительности полета модуль с полезной нагрузкой оснащен гибридной силовой установкой PFE на базе линейного генератора, работающего на любом топливе, в том числе водороде.To increase the flight duration, the payload module is equipped with a PFE hybrid propulsion system based on a linear generator operating on any fuel, including hydrogen.
Высокая скорость прямолинейного полета достигается за счет установки на задней части корпуса кабины пилота маршевого двигателя с пропеллером.High straight-line flight speed is achieved by installing a marching engine with a propeller on the rear of the cockpit.
Проведенный анализ уровня техники позволил установить: аналоги с совокупностью существенных признаков, тождественных и идентичных существенным признакам заявленной «Раме мультикоптера (варианты)», отсутствуют, что указывает на соответствие условию патентоспособности «новизна».The analysis of the prior art made it possible to establish: analogues with a set of essential features that are identical and identical to the essential features of the declared “Multicopter frame (options)” are absent, which indicates compliance with the patentability condition of “novelty”.
Результаты поиска известных технических решений с целью выявления существенных признаков, совпадающих с отличительными от аналогов существенными признаками заявленной «Рамы мультикоптера (варианты)», показали, что они не следуют явным образом из уровня техники, а также не установлена известность влияния отличительных существенных признаков на указанный авторами технический результат. Следовательно, заявленная группа изобретений соответствует условию патентоспособности «изобретательский уровень».The search results for known technical solutions in order to identify significant features that coincide with distinctive essential features of the claimed “Multicopter frames (options)”, showed that they do not follow explicitly from the prior art, and the influence of distinctive essential features on the specified sponsored technical result. Therefore, the claimed group of inventions meets the condition of patentability "inventive step".
Несмотря на то что заявленная группа изобретений показана и описана со ссылкой на определенные предпочтительные варианты осуществления, специалистам в данной области техники будет понятно, что различные изменения по форме и содержанию могут быть сделаны без отклонения от сущности и объема изобретения, которые определены прилагаемой формулой изобретения с учетом описания и чертежей.Although the claimed group of inventions is shown and described with reference to certain preferred embodiments, specialists in the art will understand that various changes in form and content can be made without deviating from the essence and scope of the invention, which are defined by the attached claims with Considering the description and drawings.
На данный момент изготовлены опытные образцы и успешно проведены испытания.At the moment, prototypes have been manufactured and tests have been successfully carried out.
Claims (18)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017111894A RU2657650C1 (en) | 2017-04-07 | 2017-04-07 | Multicopter frame (options) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017111894A RU2657650C1 (en) | 2017-04-07 | 2017-04-07 | Multicopter frame (options) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2657650C1 true RU2657650C1 (en) | 2018-06-14 |
Family
ID=62620090
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017111894A RU2657650C1 (en) | 2017-04-07 | 2017-04-07 | Multicopter frame (options) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2657650C1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2726391C1 (en) * | 2019-11-22 | 2020-07-13 | Федор Александрович Рябков | Aircraft |
| RU2730784C1 (en) * | 2019-12-06 | 2020-08-26 | Александр Викторович Атаманов | Vertical take-off and landing aircraft power supply system |
| CN111645855A (en) * | 2020-05-28 | 2020-09-11 | 西南交通大学 | Diaxon module and use unmanned aerial vehicle of this subassembly |
| US11377220B1 (en) | 2021-09-27 | 2022-07-05 | Hoversurf, Inc. | Methods of increasing flight safety, controllability and maneuverability of aircraft and aircraft for implementation thereof |
| US11541999B2 (en) | 2021-06-01 | 2023-01-03 | Hoversurf, Inc. | Methods of vertical take-off/landing and horizontal straight flight of aircraft and aircraft for implementation |
| RU216022U1 (en) * | 2022-11-28 | 2023-01-13 | Общество с ограниченной ответственностью "ПЛАЗ" | Foldable quadcopter frame |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20120138732A1 (en) * | 2008-08-22 | 2012-06-07 | Draganfly Innovations Inc. | Helicopter with folding rotor arms |
| US20150274294A1 (en) * | 2014-03-31 | 2015-10-01 | Working Drones, Inc. | Indoor and Outdoor Aerial Vehicles for Painting and Related Applications |
| RU2567496C1 (en) * | 2014-09-22 | 2015-11-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Пензенский государственный технологический университет" | Multirotor vtol drone |
| US20160023755A1 (en) * | 2014-05-05 | 2016-01-28 | King Fahd University Of Petroleum And Minerals | System and method for control of quadrotor air vehicles with tiltable rotors |
| MD4413B1 (en) * | 2015-02-26 | 2016-04-30 | Андрей Коваленко | Multicopter (embodiments) |
-
2017
- 2017-04-07 RU RU2017111894A patent/RU2657650C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20120138732A1 (en) * | 2008-08-22 | 2012-06-07 | Draganfly Innovations Inc. | Helicopter with folding rotor arms |
| US20150274294A1 (en) * | 2014-03-31 | 2015-10-01 | Working Drones, Inc. | Indoor and Outdoor Aerial Vehicles for Painting and Related Applications |
| US20160023755A1 (en) * | 2014-05-05 | 2016-01-28 | King Fahd University Of Petroleum And Minerals | System and method for control of quadrotor air vehicles with tiltable rotors |
| RU2567496C1 (en) * | 2014-09-22 | 2015-11-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Пензенский государственный технологический университет" | Multirotor vtol drone |
| MD4413B1 (en) * | 2015-02-26 | 2016-04-30 | Андрей Коваленко | Multicopter (embodiments) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2726391C1 (en) * | 2019-11-22 | 2020-07-13 | Федор Александрович Рябков | Aircraft |
| RU2730784C1 (en) * | 2019-12-06 | 2020-08-26 | Александр Викторович Атаманов | Vertical take-off and landing aircraft power supply system |
| CN111645855A (en) * | 2020-05-28 | 2020-09-11 | 西南交通大学 | Diaxon module and use unmanned aerial vehicle of this subassembly |
| CN111645855B (en) * | 2020-05-28 | 2023-03-07 | 西南交通大学 | Diaxon module and use unmanned aerial vehicle of this subassembly |
| US11541999B2 (en) | 2021-06-01 | 2023-01-03 | Hoversurf, Inc. | Methods of vertical take-off/landing and horizontal straight flight of aircraft and aircraft for implementation |
| US11377220B1 (en) | 2021-09-27 | 2022-07-05 | Hoversurf, Inc. | Methods of increasing flight safety, controllability and maneuverability of aircraft and aircraft for implementation thereof |
| RU216022U1 (en) * | 2022-11-28 | 2023-01-13 | Общество с ограниченной ответственностью "ПЛАЗ" | Foldable quadcopter frame |
| RU226688U1 (en) * | 2024-04-18 | 2024-06-18 | Общество С Ограниченной Ответственностью "Колибри" | Drone courier |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2657650C1 (en) | Multicopter frame (options) | |
| KR102217846B1 (en) | A vertical take-off and landing multirotor aircraft with at least eight thrust producing units | |
| CN111619785B (en) | Multi-rotor aircraft suitable for vertical take-off and landing | |
| US20230365256A1 (en) | VTOL Aircraft | |
| AU2017302225B2 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| US9533768B2 (en) | Aircraft engine mounting system | |
| WO2008102278A9 (en) | Multi deck aircraft | |
| CN110155347B (en) | Aircraft system, rotorcraft and unmanned aerial vehicle | |
| US11465733B2 (en) | Multirotor aircraft with a thrust producing unit that comprises an aerodynamically optimized shrouding | |
| WO2017132515A2 (en) | Almost lighter than air vehicle | |
| US10196151B2 (en) | Rotorcraft fuel system having enhanced crash resistance | |
| WO2008103735A2 (en) | Aircraft, and retrofit components therefor | |
| WO2007133182A2 (en) | Modular aerospace plane | |
| EP3305653B1 (en) | Airframe for certified ultralight and / or light aircraft | |
| US11220347B2 (en) | Modular subfloor arrangement for an aircraft | |
| KR20180041654A (en) | Subfloor structure with an integral hull for a rotary wing aircraft | |
| WO2013137915A1 (en) | Mid-wing airplane | |
| CN113200149B (en) | Fixed wing unmanned aerial vehicle load structure based on intake duct | |
| RU2207968C2 (en) | Multi-purpose highly manoeuvrable supersonic aircraft, its airframe, equipment and systems | |
| CN210338280U (en) | Many rotors manned vehicle | |
| US20230095015A1 (en) | Shaped aircraft fuel cells, systems and methods for enhanced crashworthiness | |
| US20240124134A1 (en) | Electric vtol aircraft with tilting propellers and lifting propellers | |
| RU2752810C1 (en) | Multi-purpose helicopter and helicopter fuel system | |
| CN220996738U (en) | Flying power system, multi-rotor aircraft and flying automobile | |
| RU2336200C2 (en) | Ultra low mass airplane |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210408 |