ES2925005T3 - Vehículo aéreo multirrotor con redundancia para fallo de un solo brazo - Google Patents

Vehículo aéreo multirrotor con redundancia para fallo de un solo brazo Download PDF

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ES2925005T3 ES16872517T ES16872517T ES2925005T3 ES 2925005 T3 ES2925005 T3 ES 2925005T3 ES 16872517 T ES16872517 T ES 16872517T ES 16872517 T ES16872517 T ES 16872517T ES 2925005 T3 ES2925005 T3 ES 2925005T3
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Abstract

La presente divulgación proporciona un Vehículo Aéreo de múltiples rotores que comprende al menos cinco brazos. En cada brazo se configuran pares de rotores/hélices contrarrotantes coaxiales que definen un polígono. En caso de falla de cualquiera de los rotores/hélices, un sistema de control que incorpora un piloto automático, apaga el correspondiente rotor/hélice de rotación contraria del par para mantener la estabilidad de guiñada, lo que hace que el brazo correspondiente deje de funcionar; y ajusta los estranguladores de los rotores/hélices coaxiales contrarrotantes de los brazos funcionales restantes para mantener la estabilidad de inclinación y elevación del Vehículo Aéreo. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

d es c r ip c ió n
Vehículo aéreo multirrotor con redundancia para fallo de un solo brazo
Campo técnico
La presente invención se refiere al campo de los vehículos aéreos. Más especialmente, la presente invención se refiere a un vehículo aéreo multirrotor que puede mantener un vuelo estable incluso si uno de sus brazos y/o componentes asociados fallan por algún motivo.
Antecedentes
La descripción de antecedentes incluye información que puede ser útil para comprender la presente invención. No se admite que la información proporcionada en el presente documento sea técnica anterior o que sea relevante para la invención actualmente reivindicada, o que cualquier publicación a la que se haga referencia específica o implícitamente sea técnica anterior.
Un vehículo aéreo no tripulado (también llamado UAV a continuación en la memoria) es una aeronave pilotada de forma remota o autopilotada que puede transportar cámaras, sensores, equipo de comunicaciones u otras cargas útiles, puede efectuar un vuelo controlado, sostenido y nivelado, y normalmente es impulsado por un motor. Un UAV autopilotado puede volar de forma autónoma basándose en planes de vuelo programados previamente.
Los UAV se utilizan cada vez más en diversas aplicaciones donde los vehículos aéreos tripulados no son apropiados o factibles. Estas aplicaciones pueden incluir operaciones militares, tales como vigilancia, reconocimiento, adquisición de objetivos, adquisición de datos, retransmisión de comunicaciones, señuelo, acoso o vuelos de suministro. Los UAV también se utilizan para un número creciente de misiones civiles en las que un observador humano estaría en riesgo, tales como extinción de incendios, reconocimiento de un desastre natural, observación policial de disturbios civiles o escenarios de delitos e investigación científica. Un ejemplo de este último sería la observación de formaciones meteorológicas o de un volcán. Como la tecnología de miniaturización ha mejorado, ahora es posible fabricar UAV muy pequeños (a veces denominados microvehículos aéreos o MAV).
Los UAV están diseñados esencialmente en dos formas: aeronaves de alas fijas, que funcionan como aviones, y multicópteros, que tienen múltiples rotores para proporcionar fuerzas de elevación y movimientos en distintas direcciones que pueden despegar verticalmente y pueden planear como helicópteros. Este último diseño está ganando una rápida popularidad entre aficionados y usuarios comerciales, y también se denomina a veces “dron” . Los UAV multirrotor están provistos de múltiples rotores accionados por motores respectivos que pueden controlarse de forma diferenciada para pilotar el dron en altitud, dirección y velocidad.
De forma general, se utiliza una configuración con joystick para pilotar de forma remota el UAV multirrotor en el que se ajustan la aceleración, el cabeceo, el balanceo y la guiñada usando controles de palanca. Por ejemplo, para hacer que el UAV multirrotor se mueva hacia adelante, el usuario inclina su dispositivo alrededor de su eje de cabeceo (siendo el cabeceo un movimiento hacia arriba y hacia abajo del morro/cabeza del UAV a lo largo del eje horizontal de izquierda a derecha del dron) y, para mover el UAV multirrotor hacia un lado a la derecha o a la izquierda, el usuario inclina dicho dispositivo con respecto a su eje de balanceo (siendo el balanceo la inclinación del UAV multirrotor hacia la izquierda o la derecha a lo largo de un eje horizontal del morro a la cola). El usuario tiene a su disposición otros comandos, en particular “ascenso/descenso” (control de la aceleración) y “ rotación a la derecha/rotación a la izquierda” . Estos comandos pueden ser ejecutados por el usuario utilizando un joystick o una pantalla táctil o paneles táctiles.
Los UAV multirrotor tienen de forma general una pluralidad de rotores distribuidos simétricamente, habitualmente un número par igual o mayor de cuatro. Los cuadricópteros (UAV multirrotores con cuatro brazos, cada uno con un rotor) tienen la ventaja de ser mecánicamente más simples que los tricópteros (UAV multirrotores con tres brazos, cada uno con un rotor), con mayor capacidad de elevación y estabilidad. Sin embargo, los cuadricópteros convencionales no pueden reconfigurarse si uno de los rotores falla y se desestabilizan completamente debido a su dependencia inherente de la simetría de la elevación. Los hexarrotores y octorrotores tienen una mayor fiabilidad debido al mayor número de actuadores, sin embargo los factores de coste y tamaño hacen que sea deseable reducir el número de brazos hasta una configuración mínima posible.
Mientras que aumentar el número de brazos, cada uno con un rotor, en un UAV multirrotor puede hacer que sea estable y capaz de volar incluso si un rotor falla (tal como en hexarrotores y octorrotores), el número adicional de brazos para la misma carga útil aumenta el peso estructural, aumenta la inercia y da lugar a una disminución del margen de empuje, además de, por supuesto, aumentar el coste.
Los documentos de patente CN101823556A y CN103963971A describen UAV de distintas configuraciones para resolver distintos tipos de problemas asociados a los UAV. Sin embargo, ninguno de ellos describe un método para mantener la estabilidad del UAV en caso de fallo de un conjunto de rotor/hélice.
Los documentos de patente CN102126554A y CN202071985U describen métodos para mantener la estabilidad de un UAV en caso de fallo de uno o más rotores/hélices. El documento citado propone utilizar más de cuatro conjuntos de rotores, en un número par, dispuestos simétricamente. Sin embargo, existe una posibilidad de reducir el número de conjuntos de rotores sin la posibilidad anterior de mantener la estabilidad del UAV en caso de fallo de un conjunto de rotor/hélice.
Por lo tanto, existe la necesidad en la técnica de una disposición de UAV estable para un UAV multirrotor con un número mínimo de brazos que sea capaz de funcionar y mantener el vuelo en caso de fallo de un brazo y/o componentes asociados, que siga manteniendo los factores de compacidad y tamaño.
En algunas realizaciones, los números que expresan cantidades de componentes, propiedades tales como concentración, condiciones de reacción, etc., utilizados para describir y reivindicar determinadas realizaciones de la invención deben entenderse como modificados en algunos casos por el término “aproximadamente” . Por consiguiente, en algunas realizaciones, los parámetros numéricos expuestos en la descripción escrita y las reivindicaciones adjuntas son aproximaciones que pueden variar dependiendo de las propiedades deseadas que se busca obtener mediante una realización particular. En algunas realizaciones, los parámetros numéricos deben interpretarse a la luz del número de dígitos significativos notificados y mediante la aplicación de técnicas de redondeo habituales. A pesar de que los intervalos numéricos y los parámetros que establecen el amplio alcance de algunas realizaciones de la invención son aproximaciones, los valores numéricos expuestos en los ejemplos específicos se notifican con la mayor precisión posible. Los valores numéricos presentados en algunas realizaciones de la invención pueden contener determinados errores que resultan necesariamente de la desviación estándar encontrada en sus respectivas mediciones de prueba.
Como se usa en la descripción en el presente documento y en las reivindicaciones que siguen, el significado de “un” , “una” y “el/la” incluye la referencia en plural a menos que el contexto indique claramente lo contrario. Además, tal como se usa en la descripción en el presente documento, el significado de “en” incluye “en” y “sobre” a menos que el contexto indique claramente lo contrario.
La enumeración de intervalos de valores en el presente documento pretende servir simplemente como un método abreviado para referirse individualmente a cada valor separado situado dentro del intervalo. A menos que se indique lo contrario en el presente documento, cada valor individual se incorpora en la memoria descriptiva como si se mencionara individualmente en el presente documento. Todos los métodos descritos en el presente documento pueden realizarse en cualquier orden adecuado a menos que se indique lo contrario en el presente documento o se contradiga claramente por el contexto. El uso de cualquiera y todos los ejemplos, o de expresiones a modo de ejemplo (por ejemplo, “tal como”), proporcionados con respecto a determinadas realizaciones en el presente documento pretende simplemente ilustrar mejor la invención y no supone ninguna otra limitación del alcance de la invención que se reivindica. Ningún elemento lingüístico de la memoria descriptiva debe interpretarse como indicativo de cualquier elemento no reivindicado esencial para la práctica de la invención.
Las agrupaciones de elementos o realizaciones alternativas de la invención descritos en la presente memoria no deben interpretarse como limitaciones. La presente invención es definida por las reivindicaciones adjuntas.
Objetos de la invención
Un objeto general de la presente invención es proporcionar un vehículo aéreo de bastidor rígido multirrotor fiable y económico.
Un objeto de la presente invención es proporcionar un vehículo aéreo multirrotor con redundancia incorporada para fallos de un solo brazo para mejorar su fiabilidad.
Otro objeto de la presente invención es proporcionar redundancia para fallos de un solo brazo en un vehículo aéreo multirrotor manteniendo al mínimo el número de brazos/rotores.
Otro objeto más de la presente invención es proporcionar una redundancia incorporada para fallos de un solo brazo que tenga en cuenta los requisitos de elevación, guiñada, cabeceo y balanceo del vehículo aéreo multipropulsor.
Sumario
Según la presente invención, los objetos mencionados anteriormente se resuelven con un vehículo aéreo multirrotor según la reivindicación 1. Las realizaciones preferidas de la presente invención se especifican en las reivindicaciones dependientes.
Cada par de hélices coaxiales contrarrotativas en cinco brazos del vehículo aéreo puede accionarse mediante un motor común o motores independientes.
Los rotores en funcionamiento pueden acelerarse o desacelerarse dependiendo de su localización en relación con el brazo que ha fallado para mantener la estabilidad de la elevación y la inclinación. La estabilidad de la inclinación se mantiene acelerando o desacelerando los otros rotores para mover el centro de elevación para que coincida con el CG. La estabilidad de elevación se mantiene acelerando o desacelerando los otros rotores de modo que la suma de las fuerzas de elevación de los rotores/hélices individuales sea igual al peso del UAV.
El sistema de control del vehículo aéreo reivindicado puede comprender medios para detectar la localización del brazo que falla y acelerar o desacelerar otros rotores basándose en su posición de vector relativa en relación con el brazo que falla así como el rotor que se ha apagado para mantener la estabilidad de guiñada.
Diversos objetos, características, aspectos y ventajas del objeto de la invención se entenderán mejor a partir de la siguiente descripción detallada de realizaciones preferidas de la presente invención junto con las figuras de los dibujos adjuntos, en las que los mismos números representan los mismos componentes.
Breve descripción de Ios dibujos
Los dibujos adjuntos se incluyen para proporcionar una comprensión adicional de la presente invención. Los dibujos ilustran realizaciones ilustrativas de la presente invención y, junto con la descripción, sirven para explicar los principios de la presente invención.
La Fig. 1 ilustra una representación ilustrativa de un vehículo aéreo no tripulado (UAV) multirrotor según una realización de la presente invención.
La Fig. 2 ilustra otra representación ilustrativa de un UAV multirrotor según una realización de la presente invención. La Fig. 3 ilustra un diagrama de bloques ilustrativo para explicar la redundancia de un solo brazo en un UAV multirrotor según una realización de la presente invención.
Descripción detallada
Lo que sigue es una descripción detallada de realizaciones de la invención ilustradas en los dibujos adjuntos.
A continuación se muestran varios términos como se utilizan en la presente memoria. En la medida en que no se defina abajo un término usado en una reivindicación, debe proporcionarse la definición más amplia que personas en la técnica pertinente han dado a ese término como se refleja en las publicaciones impresas y las patentes emitidas en el momento de la presentación.
El término “guiñada” , como se utiliza en la presente memoria, se refiere a un movimiento de lado a lado del morro o rotación o rumbo de un UAV multirrotor alrededor de su eje vertical que pasa a través de su centro de gravedad El término “fuerza de elevación” , como se utiliza en la presente memoria, se refiere a diversas fuerzas en un UAV que le permiten elevarse.
El término “centro de elevación” , como se utiliza en la presente memoria, se refiere al punto en un UAV donde la suma total de todas las fuerzas de elevación generadas por todos los rotores puede representarse como una fuerza conjunta con su dirección.
El término “aceleración” , como se utiliza en la presente memoria, se refiere a un mecanismo para variar las fuerzas de elevación de un UAV, variando de forma general la velocidad de sus conjuntos de rotores que accionan sus hélices.
El término “momento de fuerza” , como se utiliza en la presente memoria, se refiere a la tendencia de una fuerza para hacer rotar un objeto alrededor de un eje, fulcro o pivote.
Aunque las realizaciones ilustrativas de la invención se han descrito a continuación con referencia a un UAV multirrotor de bastidor rígido de 5 brazos, el ámbito de la invención se aplica a cualquier vehículo aéreo tripulado o no tripulado que pueda utilizar medios y principios similares para lograr estabilidad y/o altitud durante el vuelo.
La Fig. 1 ilustra una representación ilustrativa de un vehículo aéreo no tripulado (UAV) multirrotor según una realización de la presente invención.
El_UAV 100 puede tener conjuntos de rotores mostrados como A1, A2, A3, A4 y A5 que pueden configurarse con motores
Cada conjunto de rotor está configurado para llevar un par de hélices coaxiales mostradas como P1-1 y P1-2 para el conjunto de rotor A1, P2-1 y P2-2 para el conjunto de rotor A2, P3-1 y P3-2 para el conjunto de rotor a 3, P4-1 y P4-2 para el conjunto de rotor A4 y P5-1 y P5-2 para el conjunto de rotor A5.
Los conjuntos de rotores pueden configurarse para acelerarse o desacelerarse a través de sus motores y, en consecuencia, aumentar o disminuir la fuerza de elevación proporcionada por las hélices correspondientes.
Las hélices coaxiales están configuradas para girar en direcciones opuestas equilibrando de este modo sus respectivos pares de torsión. Las hélices coaxiales pueden configurarse para suministrar al UAV las fuerzas de elevación requeridas. En una realización ilustrativa, para mantener una altitud estable durante el vuelo del UAV 100, todas las hélices coaxiales pueden configurarse para suministrar una fuerza de elevación igual, cuya suma puede ser igual a la suma del peso del UAV 100 y el peso a transportar (llamado “peso total” a continuación en la memoria) y pueden mantener la suma del momento de las fuerzas de elevación en el punto del centro de gravedad del UAV 100 a cero para que el UAV 100 no se incline en ninguna dirección y no se vuelva inestable en vuelo.
En una ejecución ilustrativa, los conjuntos de rotores pueden estar conectados en un conjunto de 5 brazos al eje central 102 utilizando cualquier medio adecuado que pueda ser necesario para asegurar un montaje rígido y de baja/nula vibración de cada par de hélices coaxiales, de modo que todos los pares de hélices coaxiales estén unidos al cubo central 102 en una disposición pentagonal. En una realización ilustrativa, esta conexión puede ser mediante cinco brazos 104-1, 104-2, 104-3, 104-4 y 104-5 como se muestra en la Fig. 1, proporcionando por tanto una configuración de hélice coaxial de bastidor rígido de 5 brazos.
En la ejecución, la disposición de las hélices a lo largo de un brazo de UAV puede estar en el mismo lado o en sus lados opuestos.
Debe apreciarse que aunque la realización mostrada en la Fig. 1 (y también en la Fig. 2) tiene cinco rotores/hélices posicionados en una configuración de polígono regular, es posible tenerlos en forma de polígono convexo irregular, de modo que, en caso de fallo de cualquier brazo, el CG del UAV todavía esté bastante dentro del polígono de soporte mínimo formado por los cuatro brazos restantes que todavía están funcionando, proporcionando así la capacidad de mantener el control de estabilidad y guiñada incluso en caso de fallo de un brazo del UAV.
En caso de fallo por cualquier motivo de una hélice de un conjunto de rotor montado en cualquier brazo, el piloto automático del UAV 100 puede apagar el o los motores correspondientes a ese conjunto de rotor/brazo para detener también otra hélice situada coaxialmente en ese rotor, inutilizando efectivamente ese brazo del UAV y sirviendo para equilibrar el componente de guiñada.
La Fig. 2 ilustra otra representación ilustrativa de un vehículo aéreo no tripulado 200 multirrotor según una realización de la presente invención. Como se muestra en la Fig. 2, el UAV200 puede comprender cinco lados tales como 202, 204, 206, 208 y 210 formados uniendo los vértices de un pentágono regular. Situado en cada vértice puede haber un conjunto de rotor que comprenda un par de hélices coaxiales contrarrotativas. El polígono así formado puede estar soportado por una estructura adecuada tal como una estructura triangular mostrada en la Fig. 2 y, por lo tanto, cada uno del rotor puede no estar conectado al cuerpo del UAV mediante un brazo radial que provenga del cuerpo del UAV. Cualquier referencia a un brazo de rotor en la descripción incluirá un rotor con esta configuración, incluso aunque pueda no haber ningún brazo per se.
El UAV 100 incluye además un sistema de control que incorpora un piloto automático configurado para controlar la aceleración de los rotores basándose en el estado operativo del UAV y de sus sistemas funcionales.
La Fig. 3 ilustra un diagrama 300 de bloques ilustrativo para explicar la redundancia de un solo brazo en un UAV multirrotor tal como el UAV 100 (o el UAV 200, y cualquier referencia al UAV 100 a continuación en la memoria debe interpretarse como que incluye el UAV 200). Las fuerzas de elevación creadas por la combinación de los rotores cuando giran a velocidades iguales pueden ser iguales y, por lo tanto, (considerando que la masa se distribuye simétricamente en el UAV), bajo esa circunstancia, el centro de elevación del UAV 100/200 puede coincidir con su centro de gravedad en el punto A como se muestra en la Fig. 3. En un escenario alternativo, los rotores pueden configurarse para funcionar a diferentes velocidades para tener un centro de elevación que coincida con el centro de gravedad A del UAV para proporcionarle una condición estable.
Durante el vuelo del UAV 100 puede producirse cualquier número de accidentes adversos que pueda llevar al fallo de cualquiera de los conjuntos de rotores o sus hélices o de cualquiera del brazo del UAV o cualquier combinación de estos. Puede entrar polvo o materia de partículas pequeñas y dañar los motores, el exceso de humedad puede dar lugar a corrosión de los ejes del motor, el accionador del motor puede averiarse o, en otro escenario, el sobrecalentamiento del motor puede llevar al deterioro del aislamiento del bobinado y dañar el cableado interno del sistema. Las colisiones de impacto con obstáculos pueden causar daños mecánicos a un brazo del UAV, la pala de la hélice del UAV puede romperse, o pueden desarrollarse con el tiempo rayas/grietas en las palas y eventualmente dar lugar a un fallo.
Por ejemplo, supongamos que una de las dos hélices contrarrotativas de un brazo, digamos P3-1, falla debido a cualquiera de los escenarios de fallo indicados anteriormente. El sistema de la presente invención puede tener sensores configurados adecuadamente en el UAV 100 que puedan detectar este fallo y que puedan hacer que su piloto automático apague el conjunto de rotor correspondiente, A3 en el caso del ejemplo.
Una vez que el_conjunto de rotor A3 se ha apagado y las fuerzas de elevación proporcionadas por los conjuntos de rotores restantes quedan iguales que antes, el centro de elevación puede cambiar al punto B lejos del punto A del centro de gravedad (a lo largo de la línea que une A3 a A en dirección opuesta a A3) como se muestra en la Fig. 2. En tal situación, la suma del momento de las fuerzas en el punto A del centro de gravedad no será igual a cero y, por lo tanto, el UAV 100 puede comenzar a inclinarse alrededor de un eje horizontal perpendicular a la línea que une el centro de A3 al punto A del centro de gravedad tal como la línea 302 (a continuación en la memoria denominada eje de inclinación o eje 302 de inclinación), y en consecuencia puede provocar una reducción adicional en las fuerzas de elevación y el desplazamiento a la deriva hacia un lado del UAV 100, haciendo finalmente que el UAV 100 se vuelva inestable y se estrelle. Esto puede evitarse ajustando las fuerzas de elevación de los brazos restantes mediante el ajuste de la aceleración de los conjuntos correspondientes de rotores descritos en la presente invención.
El sistema de la presente invención puede configurarse para proporcionar estas señales de aceleración apropiadas a los conjuntos de rotores relevantes, de modo que las fuerzas de elevación proporcionadas por las hélices de cada brazo puedan aumentarse o disminuirse respecto a sus valores iniciales para que la suma del momento de las fuerzas de elevación en el punto A del centro de gravedad pueda ser de nuevo cero y el UAV 100 permanezca_estable.
Dos conjuntos de rotores (A1, A5) que están más alejados del eje 302 de inclinación pueden desacelerarse para disminuir la fuerza de elevación de sus hélices de modo que la suma del momento de las fuerzas de elevación en el punto A del centro de gravedad pueda ser nuevamente cero y el UAV 100 permanezca estable.
Además, dos conjuntos de rotores (A2 y A4) que están más cerca del eje 302 de inclinación pueden acelerarse para aumentar la fuerza de elevación de sus hélices de modo que la suma del momento de las fuerzas de elevación en el punto A del centro de gravedad pueda ser de nuevo cero y el UAV 100 permanezca estable.
Cada uno de los restantes conjuntos de rotores A1, A2, A5 y A4 puede acelerarse y desacelerarse individualmente para aumentar o disminuir las fuerzas de elevación de sus hélices unidas de forma que la suma del momento de las fuerzas de elevación en el punto A del centro de gravedad pueda ser nuevamente cero y el UAV 100 permanezca estable.
Una vez que el conjunto de rotor A3 está apagado, el centro de elevación del UAV 100 puede cambiar al punto B más cercano a los conjuntos de rotor A1 y A5, y más lejos de los conjuntos de rotor A2 y A4. Como sería evidente, el nuevo centro B de elevación adoptaría una posición (cuando los conjuntos de rotores restantes están funcionando para proporcionar una elevación igual, es decir, antes de que se aceleren o se desaceleren) de modo que los cuatro rotores en funcionamiento estén equidistantes respecto a una línea 304 que pasa a través del nuevo centro B de elevación y paralela al eje 302 de inclinación. El sistema de la presente descripción puede reajustar las aceleraciones de los conjuntos de rotores en funcionamiento restantes tales como A1, A2, A4 y A5, de modo que la suma del momento de las fuerzas de elevación en el punto A del centro de gravedad pueda ser de nuevo cero rápidamente, volviendo a cambiar el centro B de elevación para coincidir con el centro de gravedad A y estabilizar el UAV 100.
El sistema de la presente invención puede mantener la suma del momento de las fuerzas de elevación (en su forma de vector) en el punto A del centro de gravedad en cero ajustando las aceleraciones a los conjuntos de rotores inmóviles como se explica a continuación. Las aceleraciones de los conjuntos de rotores que aún funcionan pueden variarse de modo que se satisfagan las siguientes ecuaciones escalares:
(LfAl)* L1 = (LfA2)* L2
(LfA5)* L5 = (LfA4)* L4
Donde L1, L2, L4 y L5 son distancias de los conjuntos de rotores en funcionamiento tales como A1, A2, A4 y A5, respectivamente, desde el eje 302 de inclinación; y LfA1, LfA2, etc., son fuerzas de elevación proporcionadas por conjuntos de rotores respectivos tales como A1, A2, etc.
Las distancias de los conjuntos de rotores en funcionamiento tales como L1, L2, L4 y L5 pueden ser determinadas por el sistema de la presente invención teniendo en cuenta la localización del conjunto de rotor correspondiente en relación con el conjunto de rotor que ha fallado.
La fuerza de elevación total en el UAV 100 puede ser proporcionada inicialmente por la suma de las fuerzas de elevación proporcionadas por cada una de las hélices proporcionadas en los conjuntos de rotores A1, A2, A3, A4 y A5 del UAV 100. Después de que se haya apagado un conjunto de rotor, la fuerza de elevación total puede reducirse y, por lo tanto, el UAV 100 puede perder altitud y/o volverse inestable, a menos que las fuerzas de elevación de los brazos restantes se ajusten.
En tal caso, las fuerzas de elevación de las hélices restantes pueden aumentarse proporcionando más aceleración a sus conjuntos de rotores, de modo que la suma de fuerzas de elevación con las cuatro hélices restantes accionadas por sus conjuntos de rotores correspondientes una vez más se hace igual al peso total del UAV 100 pudiendo mantener, por lo tanto el UAV 100 la altitud y el equilibrio.
Es decir, mientras todos los conjuntos de rotores funcionen, el sistema de la presente invención puede configurarse de modo que la elevación total proporcionada por los conjuntos de rotores sea igual al peso total del UAV 100. Esto puede mostrarse así:
X(LfAl)(LfA2(LfA3)(LfA4)(LfA5)= peso total del UAV
el sistema de la presente invención puede configurarse de modo que una vez que un conjunto de rotor, digamos A5, se haya apagado, la elevación total proporcionada por los conjuntos de rotores restantes sea igual al peso total del UAV 100, al tiempo que mantiene el centro de gravedad del UAV 100 como anteriormente. Esto, en la condición ilustrativa de fallo de A3, puede mostrarse así:
E(LfAl )(LfA2(LfA4)(LfA5) = peso total del UAV
La presente invención permite que un número mínimo de brazos logre redundancia en una configuración estática de UAV multirrotor. Además, la pérdida de fuerza de elevación debido al aislamiento de un brazo de los cinco brazos es solo del 20 %, logrando una mayor fuerza de elevación en redundancia en comparación con las configuraciones que requieren que se apaguen dos brazos en un fallo de un único motor/hélice. La invención describe la configuración de brazo mínima requerida para operar un UAV multirrotor en caso de un fallo de un brazo.
Los rotores en funcionamiento se aceleran o desaceleran dependiendo de su localización en relación con el brazo fallido para mantener la estabilidad de la elevación y la inclinación. La estabilidad de la inclinación se mantiene acelerando o desacelerando los otros rotores para mover el centro de elevación para que coincida con el CG. La estabilidad de elevación se mantiene acelerando o desacelerando los otros rotores de modo que la suma de las fuerzas de elevación de los rotores/hélices individuales sea igual al peso del UAV.
En una realización, el UAV puede tener cinco brazos, incorporando cada uno de los brazos un par de hélices contrarrotativas. La configuración de bastidor rígido de 5 brazos que utiliza hélices coaxiales puede proporcionar la mejor redundancia con el número mínimo de brazos y la mínima penalización en el margen de aceleración debido al apagado de un único brazo debido al fallo del propulsor/motor/accionador de ese brazo.
El UAV propuesto puede tener un mecanismo de hélice con paso fijo o un sistema de hélice de paso variable sin ninguna limitación.
Se contempla que se puedan hacer diversas combinaciones y/o subcombinaciones de las características y aspectos específicos de las realizaciones anteriores y aun así estar dentro del ámbito de la presente invención, definido por las reivindicaciones adjuntas. Por lo tanto, debe entenderse que diversas características y aspectos de las realizaciones descritas pueden combinarse o sustituirse entre sí para formar diversos modos de la invención.

Claims (6)

  1. r e iv in d ic a c io n e s
    i. Un vehículo (100) aéreo multirrotor que comprende:
    un bastidor (102) que tiene al menos cinco brazos (104-1, 104-2, 104-3, 104-4, 104-5); pares de rotores/hélices coaxiales contrarrotativos (P1-1 y P1-2, P2-1 y P2-2, P3-1 y P3-2, P4-1 y P4-2, y P5-1 y P5-2) configurados en cada brazo (104-1, 104-2, 104-3, 104-4, 104-5) del bastidor (102); y
    un sistema de control que incorpora un piloto automático configurado para controlar el funcionamiento de los pares de rotores/hélices coaxiales contrarrotativos (P1-1 y P1-2, P2-1 y P2-2, P3-1 y P3-2, P4-1 y P4-2, y P5-1 y P5-2) para mantener la estabilidad del vehículo aéreo; en donde los pares de rotores/hélices coaxiales contrarrotativos (P1-1 y P1-2, P2-1 y P2-2, P3-1 y P3-2, P4-1 y P4-2, P5-1 y P5-2) están configurados de modo que las líneas que unen los rotores/hélices coaxiales contrarrotativos adyacentes definen un polígono de una configuración de modo que en caso de que cualquier par de los pares de rotores/hélices coaxiales contrarrotativos deje de funcionar, el centro de gravedad del vehículo aéreo todavía esté dentro de un polígono formado por líneas que unan los pares adyacentes de rotores/hélices coaxiales contrarrotativos que todavía sigan funcionando; y
    en donde el sistema de control está configurado de modo que, en caso de fallo de uno cualquiera de los rotores/hélices de los pares de rotores/hélices coaxiales contrarrotativos (P1-1 y P1-2, P2-1 y P2-2, P3-1 y P3-2, P4-1 y P4-2, y P5-1 y P5-2), el piloto automático está configurado para apagar el correspondiente rotor/hélice contrarrotativos del par, haciendo que no funcione el par correspondiente de los rotores/hélices coaxiales contrarrotativos, para mantener la estabilidad de guiñada,.
  2. 2. El vehículo aéreo de la reivindicación 1, en donde los pares de rotores/hélices coaxiales contrarrotativos (P1-1 y P1-2, P2-1 y P2-2, P3-1 y P3-2, P4-1 y P4-2, y P5-1 y P5-2) están configurados de modo que las líneas que unen los rotores /hélices coaxiales contrarrotativos adyacentes definen un polígono regular con el centro de gravedad del vehículo aéreo cerca del centro del polígono.
  3. 3. El vehículo aéreo de la reivindicación 1, en donde los pares de rotores/hélices coaxiales contrarrotativos (P1-1 y P1-2, P2-1 y P2-2, P3-1 y P3-2, P4-1 y P4-2, y P5-1 y P5-2) están configurados de modo que las líneas que unen los rotores/hélices coaxiales contrarrotativos adyacentes definen un polígono convexo irregular.
  4. 4. El vehículo aéreo de la reivindicación 1, en donde en caso de fallo de uno cualquiera de los rotores/hélices, el piloto automático está también configurado para acelerar o desacelerar los pares que funcionan de los rotores/hélices coaxiales contrarrotativos (P1-1 y P1-2, P2-1 y P2-2, P3-1 y P3-2, P4-1 y P4-2, y P5-1 y P5-2) dependiendo de su situación en relación con el brazo que no funciona para mantener la inclinación y la estabilidad de elevación del vehículo aéreo.
  5. 5. El vehículo aéreo de la reivindicación 5, en donde en caso de fallo de uno cualquiera de los rotores/hélices, el piloto automático está configurado para mantener la estabilidad de elevación acelerando o desacelerando los pares de rotores/hélices coaxiales contrarrotativos que funcionan, de modo que la suma de las fuerzas de elevación de los pares individuales de rotores/hélices coaxiales contrarrotativos sea igual al peso del vehículo aéreo.
  6. 6. El vehículo aéreo de la reivindicación 5, en donde en caso de fallo de uno cualquiera de los rotores/hélices, el piloto automático está configurado para mantener la estabilidad de la inclinación acelerando o desacelerando los pares de rotores/hélices coaxiales contrarrotativos que funcionan para mover el centro de elevación para que coincida con el centro de gravedad del vehículo aéreo.
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