RU2730784C1 - Система электропитания летательного аппарата вертикального взлета и посадки - Google Patents
Система электропитания летательного аппарата вертикального взлета и посадки Download PDFInfo
- Publication number
- RU2730784C1 RU2730784C1 RU2019139828A RU2019139828A RU2730784C1 RU 2730784 C1 RU2730784 C1 RU 2730784C1 RU 2019139828 A RU2019139828 A RU 2019139828A RU 2019139828 A RU2019139828 A RU 2019139828A RU 2730784 C1 RU2730784 C1 RU 2730784C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- lithium
- beams
- integer
- battery
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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)
- Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации. Система электропитания летательного аппарата (ЛА) вертикального взлета и посадки, включающая: М лучей ЛА, где М - целое число, ≥4, ведущих к электродвигателям несущих винтов через электронные регуляторы хода (ESC); N литий-ионных элементов, где N - целое число, ≥30, соединенных между собой жестко либо гибко в зависимости от связующего элемента – пластины или провода блоками параллельно либо последовательно; Z внутренних изолированных полостей корпуса ЛА, где Z - целое число, ≥ 1. Литий-ионные элементы пространственно разнесены между собой и размещены блоками во внутренних изолированных полостях узлов ЛА в лучах и/или во внутренних изолированных полостях корпуса ЛА. Литий-ионные элементы образуют батарею - проводник энергии от центра корпуса ЛА к электродвигателям несущих винтов по лучам. Достигается увеличение продолжительности и дальности полета ЛА. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области авиации, а именно к летательным аппаратам (ЛА) вертикального взлета и посадки - мультикоптерам с увеличенной продолжительностью и дальностью полета.
Из уровня техники известны ЛА, в которых аккумуляторные батареи расположены по центру ЛА в отдельном корпусе (см., например, патенты РФ №№2567496, 2632779, 2657650, 2702462 на изобретения).
Недостатками известных технических решений являются:
- увеличенные массогабаритные характеристики за счет выполнения отдельного корпуса для установки аккумуляторов и использования (прокладки) длинных силовых проводов;
- небольшая продолжительность и дальность полета ЛА;
- перегрев батарей за счет отсутствия требуемого охлаждения.
Из уровня техники известна аккумуляторная система ЛА (см. патент РФ №2648979 на изобретение, опубл. 29.03.2018).
Аккумуляторная система содержит несколько электрически соединенных друг с другом аккумуляторных элементов, каждый из которых содержит несколько электрохимических индивидуальных ячеек, при этом каждый элемент из указанных аккумуляторных элементов термически изолирован от других аккумуляторных элементов. Каждая из указанных электрохимических индивидуальных ячеек содержит контрольное устройство, которое выполнено с возможностью электрического отсоединения аккумуляторного элемента от других аккумуляторных элементов, если по меньшей мере, одно измеренное значение, контролируемое указанным контрольным устройством, лежит вне заданного диапазона значений. Аккумуляторные элементы аккумуляторной системы расположены в различных областях ЛА. Путем пространственного распределения аккумуляторных элементов достигается термическая изоляция отдельных аккумуляторных элементов друг от друга. Таким образом, при термическом пробое одной или нескольких электрохимических индивидуальных ячеек аккумуляторного элемента другие аккумуляторные элементы аккумуляторной системы не подвергаются его воздействию. Повышение безопасности работы аккумуляторной системы за счет термической изоляции каждого элемента от других аккумуляторных элементов и выполнения контрольного устройства с возможностью контроля параметров и отсоединения неисправных элементов является техническим результатом изобретения. После отключения неисправных элементов сохраняется возможность дальнейшего использования аккумуляторной системы с несколько сниженной мощностью.
Недостатками известного технического решения являются:
- отсутствие возможности "гибкой" сцепки между литий-ионными элементами, которая позволяет системе являться не только аккумулятором, но и носителем энергии (проводником);
- невозможность функционирования в случае трансформации части корпуса ЛА, в случае изменения положения элементов из одной батареи относительно друг друга (это критично при жесткой посадке или столкновениях).
Техническими результатами заявленного изобретения являются:
- увеличение продолжительности и дальности полета ЛА за счет снижения массогабаритных показателей;
- уменьшение веса за счет отсутствия проводов и отдельного корпуса батареи (функции корпуса выполняет каждый элемент (узел) ЛА, в который встроена батарея) без потери жесткости;
- увеличение прочности конструкции, а при гибкой спайке литий-ионных элементов - и гибкости корпуса;
- дополнительное охлаждение и избежание перегрева батарей при их расположении в лучах ЛА - мультикоптера, в зоне обдува несущих роторов;
- обеспечение термической изоляции друг от друга отдельных литий-ионных элементов посредством их пространственного распределения (размещения) по ЛА (при выгорании одной или нескольких индивидуальных ячеек аккумуляторного элемента другие аккумуляторные элементы системы, расположенные на расстоянии от указанного аккумуляторного элемента, не подвергаются воздействию);
- обеспечение требуемой безопасности для расположения во внутренних полостях корпуса литий-ионных элементов (либо других носителей электроэнергии) за счет изоляции внутренней поверхности;
- возможность "гибкой" сцепки между литий-ионными элементами, позволяющей системе являться не только аккумулятором, но и носителем энергии - проводником, например, от центра корпуса к электродвигателям, а также функционировать даже в случае трансформации части корпуса ЛА, в случае изменения положения элементов из одной батареи относительно друг друга (это критично при жесткой посадке или столкновениях);
- обеспечение взаимной термоизоляции литий-ионных элементов батареи.
Технические результаты достигаются тем, что система электропитания летательного аппарата (ЛА) вертикального взлета и посадки включает:
- М - лучей ЛА, где М - целое число, ≥ 4, ведущих к электродвигателям несущих винтов через электронные регуляторы хода (ESC);
- N - литий-ионных элементов, где N - целое число, ≥ 30, соединенных между собой жестко, либо гибко в зависимости от связующего элемента - пластины или провода блоками параллельно, либо последовательно;
- Z - внутренних изолированных полостей корпуса ЛА, где Z - целое число, ≥ 1;
- при этом литий-ионные элементы пространственно разнесены между собой и размещены блоками во внутренних изолированных полостях узлов ЛА и/или во внутренних изолированных полостях корпуса ЛА, образуя батарею - проводник энергии, например, от центра корпуса ЛА к электродвигателям несущих винтов по лучам.
Признаки и сущность заявленного изобретения поясняются в последующем детальном описании, иллюстрируемом чертежом (см. фиг. 1), где показан пример реализации системы электропитания ЛА вертикального взлета и посадки (мультикоптера).
На фигуре 1 обозначено следующее:
1 - М - лучей ЛА, ведущих через электронные регуляторы хода (ESC) к электродвигателям несущих винтов;
2 - N - литий-ионных элементов, расположенных во внутренней полости узла ЛА (луча мультикооптера);
3 - Z - внутренних полостей корпуса ЛА (мультикоптера), в которых расположены литий-ионные элементы.
Система электропитания летательного аппарата (ЛА) - мультикоптера вертикального взлета и посадки (см. фиг. 1) включает лучи (1) ЛА - мультикоптера, ведущие к электродвигателям несущих винтов через электронные регуляторы хода (ESC), во внутренних полостях которых размещены литий-ионные элементы (2). Во внутренних полостях (3) корпуса ЛА также размещены литий-ионные элементы (2). Внутренние полости изолированы. Литий-ионные элементы (2) пространственно разнесены между собой и размещены блоками в лучах (1) ЛА - мультикоптера и/или в полостях (3) корпуса ЛА. Литий-ионные элементы (2) спаяны между собой параллельно и/или последовательно по блокам, образуя батарею. Внедрение (размещение) литий-ионных элементов (2) в корпус ЛА производится таким образом, что итоговая батарея, состоящая из всех элементов, сама для себя является транспортом энергии (например, от центра корпуса, к электродвигателю) и исключает необходимость использования длинных силовых кабелей, что критично для регуляторов электромоторов (в которых неприемлемо использовать провода более метра во избежание перегрева). Литий-ионные элементы (2) могут быть связаны между собой либо жестко, либо гибко (в зависимости от связующего элемента - пластина, либо провод).
При расположении литий-ионных элементов (2) блоками в лучах (1) в зоне обдува несущих роторов обеспечивается дополнительное охлаждение и избежание перегрева батарей.
Посредством пространственного распределения литий-ионных элементов (2) по ЛА обеспечивается их термическая изоляция друг от друга (при выгорании одной или нескольких индивидуальных ячеек аккумуляторного элемента другие аккумуляторные элементы системы, расположенные на расстоянии от указанного аккумуляторного элемента, не подвергаются воздействию).
В отличие от известных технических решений в заявленной системе не требуется отдельного места для установки аккумуляторов и более 80% проводов (силовых кабелей), так как транспорт энергии осуществляется непосредственно по батарее определенной формы, повторяющей формы летательного аппарата (лучи в случае мультикоптеров, корпус и т.п.).
Проведенный анализ уровня техники позволил установить: аналоги с совокупностью существенных признаков, тождественных и идентичных существенным признакам заявленной системе, отсутствуют, что указывает на соответствие заявленной системы условию патентоспособности «новизна».
Результаты поиска известных решений с целью выявления существенных признаков, совпадающих с отличительными от аналогов существенными признаками заявленной системы, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники, а также не установлена известность влияния отличительных существенных признаков на указанные автором технические результаты. Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию патентоспособности «изобретательский уровень».
Claims (5)
- Система электропитания летательного аппарата (ЛА) вертикального взлета и посадки, включающая:
- - М лучей ЛА, где М - целое число, ≥ 4, ведущих к электродвигателям несущих винтов через электронные регуляторы хода (ESC);
- - N литий-ионных элементов, где N - целое число, ≥ 30, соединенных между собой жестко либо гибко, в зависимости от связующего элемента – пластины или провода, блоками параллельно либо последовательно;
- - Z внутренних изолированных полостей корпуса ЛА, где Z - целое число, ≥ 1;
- при этом литий-ионные элементы пространственно разнесены между собой и размещены блоками во внутренних изолированных полостях узлов ЛА, например в лучах, и/или во внутренних изолированных полостях корпуса ЛА, образуя батарею - проводник энергии, например, от центра корпуса ЛА к электродвигателям несущих винтов по лучам.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019139828A RU2730784C1 (ru) | 2019-12-06 | 2019-12-06 | Система электропитания летательного аппарата вертикального взлета и посадки |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019139828A RU2730784C1 (ru) | 2019-12-06 | 2019-12-06 | Система электропитания летательного аппарата вертикального взлета и посадки |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2730784C1 true RU2730784C1 (ru) | 2020-08-26 |
Family
ID=72237982
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019139828A RU2730784C1 (ru) | 2019-12-06 | 2019-12-06 | Система электропитания летательного аппарата вертикального взлета и посадки |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2730784C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9663237B2 (en) * | 2012-02-22 | 2017-05-30 | E-Volo Gmbh | Aircraft |
RU2627220C1 (ru) * | 2016-07-26 | 2017-08-04 | Общество с ограниченной ответственностью "АвиаНовации" | Летательный аппарат вертикального взлета и посадки |
RU2657650C1 (ru) * | 2017-04-07 | 2018-06-14 | Александр Викторович Атаманов | Рама мультикоптера (варианты) |
US20190031361A1 (en) * | 2016-07-01 | 2019-01-31 | Bell Helicopter Textron Inc. | Line Replaceable Propulsion Assemblies for Aircraft |
EP3366582B1 (en) * | 2017-02-28 | 2019-07-24 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A multirotor aircraft with an airframe and a thrust producing units arrangement |
-
2019
- 2019-12-06 RU RU2019139828A patent/RU2730784C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9663237B2 (en) * | 2012-02-22 | 2017-05-30 | E-Volo Gmbh | Aircraft |
US20190031361A1 (en) * | 2016-07-01 | 2019-01-31 | Bell Helicopter Textron Inc. | Line Replaceable Propulsion Assemblies for Aircraft |
RU2627220C1 (ru) * | 2016-07-26 | 2017-08-04 | Общество с ограниченной ответственностью "АвиаНовации" | Летательный аппарат вертикального взлета и посадки |
EP3366582B1 (en) * | 2017-02-28 | 2019-07-24 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A multirotor aircraft with an airframe and a thrust producing units arrangement |
RU2657650C1 (ru) * | 2017-04-07 | 2018-06-14 | Александр Викторович Атаманов | Рама мультикоптера (варианты) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10854866B2 (en) | Power supply storage and fire management in electrically-driven aircraft | |
EP3346517B1 (en) | Battery system | |
US10144507B2 (en) | Electromagnetic distributed direct drive for aircraft | |
CN106299223B (zh) | 电池模组 | |
CN105917496B (zh) | 蓄电装置、蓄电***、电子装置、电动车辆和电力*** | |
EP3131161B1 (en) | Current distribution system for a battery assembly utilizing non-overlapping bus bars | |
US10658853B2 (en) | Power supply system | |
CN109149556B (zh) | 固态电力接触器 | |
US20180366958A1 (en) | High voltage battery pack and methods of manufacture | |
US10211632B2 (en) | Hybrid energy storage module arrangements | |
CN108376755A (zh) | 用于电动车辆的电池 | |
KR20160041311A (ko) | 내화성 안전 부재를 포함하는 전지팩 | |
EP3316391B1 (en) | Battery system, base plate for a battery system and electric vehicle | |
KR20170059226A (ko) | 배터리 센싱 모듈 | |
CN110337736A (zh) | 电池包、托架 | |
EP2903057B1 (en) | Module battery and production method for module battery | |
CN111478418B (zh) | 一种转电及断电控制***及方法 | |
CN204596862U (zh) | 锂电池模组 | |
RU2730784C1 (ru) | Система электропитания летательного аппарата вертикального взлета и посадки | |
CN108400633A (zh) | 用于多负载的电力输送*** | |
CN108550750B (zh) | 加热温度可控的电池包及电池包*** | |
US11368026B2 (en) | Power distribution assembly | |
EP3342018B1 (en) | Subsea ac power supply device comprising a combined subsea transformer and subsea shunt reactor | |
US10461305B2 (en) | Battery cell and battery system | |
EP3996185A1 (en) | Battery pack and vehicle comprising battery pack |