RU2747320C1 - Способ охлаждения беспилотного летательного аппарата и устройство для осуществления способа - Google Patents
Способ охлаждения беспилотного летательного аппарата и устройство для осуществления способа Download PDFInfo
- Publication number
- RU2747320C1 RU2747320C1 RU2020129317A RU2020129317A RU2747320C1 RU 2747320 C1 RU2747320 C1 RU 2747320C1 RU 2020129317 A RU2020129317 A RU 2020129317A RU 2020129317 A RU2020129317 A RU 2020129317A RU 2747320 C1 RU2747320 C1 RU 2747320C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air flow
- airfoil
- uav
- chassis
- airspace
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 39
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 claims abstract description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 6
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 5
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 3
- 241000985905 Candidatus Phytoplasma solani Species 0.000 description 2
- 239000000428 dust Substances 0.000 description 2
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 2
- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000011109 contamination Methods 0.000 description 1
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 1
- HFHZKZSRXITVMK-UHFFFAOYSA-N oxyphenbutazone Chemical compound O=C1C(CCCC)C(=O)N(C=2C=CC=CC=2)N1C1=CC=C(O)C=C1 HFHZKZSRXITVMK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000002035 prolonged effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B60—VEHICLES IN GENERAL
- B60H—ARRANGEMENTS OF HEATING, COOLING, VENTILATING OR OTHER AIR-TREATING DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR PASSENGER OR GOODS SPACES OF VEHICLES
- B60H1/00—Heating, cooling or ventilating [HVAC] devices
- B60H1/24—Devices purely for ventilating or where the heating or cooling is irrelevant
- B60H1/26—Ventilating openings in vehicle exterior; Ducts for conveying ventilating air
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
- B64D13/006—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being used to cool structural parts of the aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Pulmonology (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Cooling Or The Like Of Electrical Apparatus (AREA)
Abstract
Устройство охлаждения беспилотного летательного аппарата содержит корпус с четырьмя, симметричными, имеющими полую конструкцию лучами, на каждом из которых расположены электродвигатели, соединенные с винтами, создающими воздушный поток. Каждая пара воздушных винтов расположена по диагонали. Корпус содержит верхнюю и нижнюю части, которые образуют внутреннее пространство корпуса, внутри которого находится печатная плата с элементами радиоэлектронных систем, а в нижней части расположена вентиляционная решетка. Воздушное пространство образуется полой конструкцией лучей и внутренним пространством корпуса. Используется узел с аэродинамическим профилем, расположенный между стороной поступления и стороной выхода воздушного потока и имеющий полую конструкцию и выпускную прорезь, находящуюся со стороны выхода воздушного потока. На каждом луче расположен узел с аэродинамическим профилем и функцией шасси, линия нулевой подъемной силы которого совпадает с направлением воздушного потока от вращающихся винтов. Каждый узел с аэродинамическим профилем и функцией шасси имеет выходящую из его внутреннего воздушного пространства выпускную прорезь. Верхняя сторона в каждой паре аэродинамических профилей с функцией шасси имеет одинаковую ориентацию, а верхние стороны профиля у соседних узлов аэродинамических профилей с функцией шасси имеют различную ориентацию. Верхняя сторона узла с аэродинамическим профилем и функцией шасси, размещенного на левом переднем луче, располагается справа. Способ характеризуется использованием устройства. Группа изобретений направлена на повышение надежности охлаждения. 2 н.п. ф-лы, 8 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к области беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), а более конкретно к системе охлаждения БПЛА мультироторного типа, с вертикальным взлетом и посадкой (например, квадрокоптер, гексакоптер, октокоптер).
БПЛА управляется дистанционно по радиоканалу, а также может функционировать автономно, по заранее определенному алгоритму. Для своего функционирования БПЛА должен в себя включать ряд радиоэлектронных систем, часть из которых работает на основе применения микропроцессоров с высокой вычислительной мощностью. Для защиты от внешнего воздействия, основные радиоэлектронные системы размещают в корпусе, а некоторые их элементы выносят за его пределы (например, лучи БПЛА можно использовать для размещения электронных регуляторов оборотов электродвигателей).
Во время работы БПЛА генерируется значительное количество тепла, которое может повлиять на его нормальную работу, при несвоевременном охлаждении. Длительный перегрев может привести к повреждению БПЛА и уменьшить срок его службы. Для устранения этих явлений, БПЛА оснащается системой охлаждения.
Из предшествующего уровня техники известна система охлаждения беспилотного летательного аппарата (Cooling system for unmanned aerial vehicle, US 2018/0002023 A1, МПК B64D 13/00, F01P 5/02, 14.09.2017).
Способ охлаждения беспилотного летательного аппарата (US 2018/0002023 A1, МПК B64D 13/00, F01P 5/02, 14.09.2017), взятый в качестве прототипа и заключающийся в использовании воздушного потока формируемого за счет вращения винтов квадрокоптера, приводимых в действие электродвигателями, каждый из которых расположен на своем луче, имеющем полую конструкцию со специальными направляющими отверстиями, которые пропускают часть потока от вращающихся винтов, создавая поток охлаждающего воздуха в едином воздушном пространстве, по которому поток, проходя внутри луча, поступает внутрь корпуса БПЛА, где находится печатная плата с элементами радиоэлектронных систем, и выходит через вентиляционную решетку в нижней части корпуса, чем обеспечивает охлаждение элементов БПЛА.
Общими с заявляемым способом являются признаки: использование воздушного потока формируемого за счет вращения винтов квадрокоптера, приводимых в действие электродвигателями, каждый из которых расположен на своем луче; единое воздушное пространство, образованное корпусом БПЛА и его лучами, имеющими полую конструкцию.
Недостатком способа является использование потока охлаждающего воздуха, направленного сверху вниз, что противоположно направлению движения нагретого воздуха, а также способствует интенсивному поступлению внутрь корпуса БПЛА, через направляющие отверстия, частиц пыли, воды и снега и, как следствие, загрязнению, размещенных в корпусе элементов радиоэлектронных систем, что приводит к снижению производительности системы охлаждения БПЛА и надежности его работы.
Устройство охлаждения беспилотного летательного аппарата (US 2018/0002023 A1, МПК B64D 13/00, F01P 5/02, 14.09.2017), взятое в качестве прототипа и содержащее корпус (main body) с четырьмя, симметричными, имеющими полую конструкцию лучами (arms), на каждом из которых расположены электродвигатели, соединенные с воздушными винтами (propellers), два из которых вращаются по часовой стрелке, а два других винта - против часовой стрелки; на каждом луче расположено, по меньшей мере, одно направляющее отверстие (air guide hole) и одна направляющая планка (guiding wall), которые выполнены с возможностью обеспечить ориентацию части воздушного потока, созданного винтами в единое воздушное пространство; единое воздушное пространство образованно полой конструкцией лучей и внутренним пространством корпуса БПЛА; каждая пара воздушных винтов, вращающихся в одном направлении, расположена по диагонали, при этом один из винтов, вращающихся по часовой стрелке, находится на левом переднем луче. Одно или несколько направляющих отверстий на каждом луче, расположены рядом с корпусом БПЛА, в области максимальной интенсивности воздушного потока, создаваемого внешней частью винта. Печатная плата (printed circuit board) с элементами радиоэлектронных систем находится внутри корпуса БПЛА, в нижней части которого расположено вентиляционное отверстие (air vent).
Общими с заявляемым устройством являются: корпус с четырьмя, симметричными, имеющими полую конструкцию лучами, на каждом из которых расположены электродвигатели, соединенные с воздушными винтами, создающими воздушный поток, два из которых вращаются по часовой стрелке, а два других винта - против часовой стрелки; корпус БПЛА разделен на верхнюю и нижнюю части, которые соединяясь вместе, образуют внутреннее пространство корпуса; единое воздушное пространство образованно полой конструкцией лучей и внутренним пространством корпуса БПЛА; каждая пара воздушных винтов, вращающихся в одном направлении, расположена по диагонали, при этом один из винтов, вращающихся по часовой стрелке, находится на левом переднем луче; печатная плата с элементами радиоэлектронных систем находится внутри корпуса БПЛА, в нижней части которого расположено вентиляционное отверстие.
Избыточными являются направляющие отверстия и направляющие планки.
Недостатки известного устройства определяются повышенным сопротивлением воздушному потоку, поступающему в единое воздушное пространство через направляющие отверстия, в виду их малой площади, по сравнению с площадью воздушного потока от винтов квадрокоптера, а также возможными вибрациями, возникающими в виду конструктивных особенностей направляющих отверстий и направляющих планок, что приводит к снижению надежности работы устройства.
Также известно устройство для аэродинамического диспергирования смеси (Aerodynamic formula dispersing apparatus, WO 2013173830 A1, МПК F24F 1/01, 20.05.2013) содержащее: узел с кольцевым аэродинамическим профилем (ring airfoil), имеющий сторону поступления (suction side) и сторону выхода (pressure side) воздушного потока, причем указанный кольцевой аэродинамический профиль имеет полую конструкцию и включает в себя внутренний канал (tunnel) и щель (slot) во внутреннем канале; крыльчатку (impeller) для подачи воздуха в узел с кольцевым аэродинамическим профилем; резервуар (reservoir) с жидкой смесью (formula), с выходящим из него через отверстие пористым материалом (material), который благодаря капиллярному эффекту вытягивает жидкую смесь и подает её через выпускную прорезь (opening), расположенную в узле с кольцевым аэродинамическим профилем со стороны выхода воздуха; при этом поступившая смесь захватывается воздушным потоком, проходящим от стороны поступления к стороне выхода.
Общими с заявляемым устройством являются: наличие узла с аэродинамическим профилем, который имеет полую конструкцию и расположен между стороной поступления воздушного потока и стороной его выхода; выпускная прорезь, расположенная в узле с аэродинамическим профилем со стороны выхода воздушного потока.
Избыточными являются: кольцевая форма узла с аэродинамическим профилем; внутренний канал и щель во внутреннем канале; крыльчатка; резервуар с жидкой смесью с выходящим из него пористым материалом.
Недостатками известного устройства являются ограниченная функциональность, поскольку описанное устройство позволяет производить только диспергирование смеси в воздушном потоке.
Техническим результатом является улучшение производительности и повышение надежности охлаждения беспилотного летательного аппарата.
Технический результат предлагаемого способа достигается тем, что на каждом луче, в области максимальной интенсивности воздушного потока, создаваемого внешней частью винта, размещается узел с аэродинамическим профилем и функцией шасси, линия нулевой подъемной силы которого совпадает с направлением воздушного потока от вращающихся винтов, при этом аэродинамический профиль, взаимодействуя с воздушным потоком, создает зону пониженного давления, в пределах действия которой, в каждом узле с аэродинамическим профилем (шасси), имеется, по меньшей мере, одна выпускная прорезь, через которую происходит отсос воздуха из единого воздушного пространства БПЛА, состоящего из внутреннего пространства корпуса и единого воздушного пространства лучей и соответствующих узлов с аэродинамическим профилем (шасси), имеющих полую конструкцию, при этом в едином воздушном пространстве БПЛА возникает поток охлаждающего воздуха, поступающий через вентиляционную решетку, расположенную в нижней части корпуса и охлаждающий элементы радиоэлектронных систем БПЛА, при этом компенсация влияния набегающего потока воздуха на аэродинамические профили (шасси), при горизонтальном движении квадрокоптера обеспечивается тем, что верхняя сторона профиля в каждой паре аэродинамических профилей (шасси), расположенных по диагонали, имеет одинаковую ориентацию, а верхние стороны профиля у соседних аэродинамических профилей (шасси) имеют различную ориентацию, при этом верхняя сторона аэродинамического профиля (шасси), размещенного на левом переднем луче, располагается справа.
Технический результат предлагаемого устройства достигается тем, что на каждом луче, в области максимальной интенсивности воздушного потока, создаваемого внешней частью винта, расположен узел с аэродинамическим профилем и функцией шасси, линия нулевой подъемной силы которого совпадает с направлением воздушного потока от вращающихся винтов, при этом аэродинамический профиль образует единое воздушное пространство со своим лучом, тогда единое воздушное пространство БПЛА образуется объединенными воздушными пространствами лучей и соответствующих узлов с аэродинамическим профилем (шасси), а так же внутренним пространством корпуса, при этом каждый узел с аэродинамическим профилем (шасси) имеет не меньше одной, выходящей из его внутреннего воздушного пространства, выпускной прорези, расположенной в зоне пониженного давления, возникающего при взаимодействии воздушного потока от вращающихся винтов и узла с аэродинамическим профилем (шасси), при этом верхняя сторона профиля в каждой паре аэродинамических профилей (шасси), расположенных по диагонали, имеет одинаковую ориентацию, а верхние стороны профиля у соседних аэродинамических профилей (шасси) имеют различную ориентацию, при этом верхняя сторона аэродинамического профиля (шасси), размещенного на левом переднем луче, располагается справа.
Внешний вид устройства охлаждения БПЛА представлен на фиг. 1.
Устройство охлаждения беспилотного летательного аппарата содержит корпус 1 с четырьмя, симметричными, имеющими полую конструкцию лучами 2а, 2б, 2в, 2г, на каждом из которых расположены электродвигатели, соединенные с винтами 3а, 3б, 3в, 3г, создающими воздушный поток, два из которых вращаются по часовой стрелке 3а, 3в, а два других винта - против часовой стрелки 3б, 3г; каждая пара воздушных винтов, вращающихся в одном направлении, расположена по диагонали, при этом один из винтов, вращающихся по часовой стрелке 3а, находится на левом переднем луче. На каждом луче 2а, 2б, 2в, 2г размещен соответствующий узел с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г.
Первый вид в разрезе устройства охлаждения БПЛА представлен на фиг. 2.
Корпус БПЛА содержит верхнюю часть корпуса 11 и нижнюю часть корпуса 12, которые соединяются вместе, образуя внутреннее пространство корпуса. Каждый узел с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г имеет полую конструкцию и образует единое воздушное пространство со своим лучом 2а, 2б, 2в, 2г. Каждый узел с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г (на фиг. 2 - 21а, 21г) имеет, не меньше одной, выходящей из его внутреннего воздушного пространства, выпускной прорези 211а, 211б, 211в, 211г (на фиг. 2 - 211а, 211г), расположенной со стороны выхода воздушного потока, в зоне пониженного давления, возникающего при взаимодействии воздушного потока от вращающихся винтов и узла с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г.
Второй вид в разрезе устройства охлаждения БПЛА представлен на фиг. 3.
Единое воздушное пространство БПЛА образованно объединенными воздушными пространствами лучей 2а, 2б, 2в, 2г и соответствующих им узлов с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г, а так же внутренним пространством корпуса 1; каждый узел с аэродинамическим профилем (шасси) (в данном случае - 21г) располагается на соответствующем луче (в данном случае - 2г) в области максимальной интенсивности воздушного потока, создаваемого внешней частью винта (в данном случае - 3г).
Корпус БПЛА в разобранном виде представлен на фиг. 4.
Печатная плата с элементами радиоэлектронных систем 4 и аккумуляторная батарея 5 располагаются внутри корпуса БПЛА, состоящего из верхней части корпуса 11 и нижней части корпуса 12, при этом в нижней части корпуса расположена вентиляционная решетка 6 (фиг. 5).
Предлагаемый способ охлаждения беспилотного летательного аппарата основан на использовании воздушного потока, формируемого за счет вращения винтов квадрокоптера 3а, 3б, 3в, 3г, каждый из которых приводится в движение своим электродвигателем. Направление и скорость вращения электродвигателя определяется электронным регулятором оборотов электродвигателей (Electronic Speed Controller, ESC). В соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения, по часовой стрелке вращаются винты 3а и 3в, а против часовой стрелки - винты 3б и 3г (фиг. 1).
Каждый электродвигатель закреплен на одном из четырех симметричных лучей 2а, 2б, 2в, 2г (фиг. 1), которые имеют полую конструкцию и конструктивно совмещены с соответствующими узлами с аэродинамическим профилем, которые выполняют также функцию шасси 21а, 21б, 21в, 21г. Каждый узел с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г располагается между стороной поступления и стороной выхода воздушного потока, формируемого за счет вращения винтов квадрокоптера 3а, 3б, 3в, 3г (фиг. 2). Узел с аэродинамическим профилем (шасси) располагается на луче в области максимальной интенсивности воздушного потока, создаваемого внешней частью винта (на фиг. 3 - 3г).
Набор характеристик аэродинамического профиля (шасси) 21 достаточно велик, основными их них являются геометрические и аэродинамические параметры. Геометрические параметры определяют форму аэродинамического профиля (шасси) 21, что имеет большое значение для формирования зоны пониженного давления, возникающего при взаимодействии воздушного потока от вращающихся винтов 3 и узла с аэродинамическим профилем (шасси) 21.
Для аэродинамических профилей 21 существуют следующие геометрические параметры (фиг. 6) [1, с. 35]: 7 - хорда профиля (b - длина хорды профиля); 71 - передняя точка профиля; 72 - задняя точка профиля; 73 - верхняя сторона профиля; 74 - нижняя сторона профиля; 75 - средняя линия профиля; 76 - максимальная вогнутость профиля; 77 - максимальная толщина профиля; 78 - носик профиля (r - радиус носика профиля); 79 - линия нулевой подъемной силы (- α L 0 - угол атаки при нулевой подъемной силе).
Одним из путей определения геометрических характеристик аэродинамических профилей 21 является использование серий профилей, разработанных в США Национальным консультативным комитетом по воздухоплаванию (National Advisory Committee for Aeronautics, NACA) в качестве возможных форм крыльев для самолетов. Форма аэродинамического профиля 21 описывается численно с использованием различных параметров аэродинамического профиля с цифрами в соответствии с обозначением NACA. Например, для аэродинамического профиля NACA 6409 первая цифра обозначает максимальную кривизну средней линии профиля - 6%, вторая цифра задает координаты точки с максимальной кривизной средней линии профиля, определяется по удалению от передней точки профиля, измеряется в десятых долях от длины хорды - 0,4 (40%), третья и четвертая цифры обозначает максимальную толщину профиля - 09% [2].
Числовой код для каждого профиля NACA может быть использован для точной генерации поперечного сечения аэродинамического профиля и расчета его свойств [2]. Различные параметры аэродинамического профиля 21 могут быть использованы для увеличения или уменьшения эффективности работы профиля в воздушном потоке. Например, более агрессивная вогнутость профиля допускает большее воздействие на воздушный поток, но при этом ухудшает процесс отделения воздушного потока от аэродинамического профиля, что может привести к возникновению турбулентности и снизить эффективность системы охлаждения.
Аэродинамические параметры профиля 21 позволяют обеспечить его правильную работу в пределах области воздействия воздушного потока. Главным аэродинамическим параметром профиля 21 является вектор полной аэродинамической силы R, приложенный в центре давления профиля и направленный в сторону зоны пониженного давления (фиг. 7).
Практический интерес представляют составляющие вектора R, которые имеют постоянное направление - вектор аэродинамического сопротивления X и вектор подъемной силы Y. Направление вектора X совпадает с вектором скорости и всегда имеет положительное значение. Направление вектора Y перпендикулярно вектору скорости воздушного потока V. Эта сила возникает вследствие разности давлений под аэродинамическим профилем и над ним, причем, чем больше разность давлений, тем подъемная сила больше.
Аэродинамические силы Y и X зависят от угла атаки α через соответствующие безразмерные коэффициенты C X и C Y :
где C R - коэффициент полной аэродинамической силы;
S - площадь аэродинамического профиля, м2;
V - скорость воздушного потока, м/с;
C X - коэффициент аэродинамического сопротивления;
C Y - коэффициент подъемной силы.
Изменяя угол атаки, можно добиться минимального сопротивления аэродинамического профиля 21 воздушному потоку, что достигается при совпадении линии нулевой подъемной силы с направлением воздушного потока от вращающихся винтов 3. При этом вектор подъемной силы Y=0, тогда имеем
На фиг. 8 показано поперечное сечение узла с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, линия нулевой подъемной силы 79 которого совпадает с направлением воздушного потока 8, который формируется за счет вращения винта квадрокоптера 3а. При этом аэродинамический профиль расположен между стороной поступления и стороной выхода воздушного потока 8. В результате взаимодействия узла с аэродинамическим профилем (шасси) 21а с воздушным потоком, создается зона пониженного давления, расположенная в районе верхней стороны профиля, со стороны выхода воздушного потока 8. В пределах действия зоны пониженного давления, в узле с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, имеется, по меньшей мере, одна выпускная прорезь 211а, через которую происходит отсос потока воздуха из единого воздушного пространства БПЛА 212а (фиг. 8).
Характеристики потока воздуха, проходящего через выпускную прорезь 211а в узле с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, связаны с принципом Бернулли, который, в общем виде, может быть определен уравнением [3]:
где V - скорость воздушного потока;
z - высота точки над базовой плоскостью;
р - давление в выбранной точке;
ρ - плотность потока во всех точках.
Приведенное выше уравнение, определяет линейную зависимость между квадратом скорости воздушного потока и давлением в области расположения выпускной прорези 211а в узле с аэродинамическим профилем (шасси) 21а.
В результате отсоса потока воздуха 212, через выпускные прорези 211а, 211б, 211в, 211г в узлах с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г, в едином воздушном пространстве БПЛА возникает поток охлаждающего воздуха. Единое воздушное пространство БПЛА состоит из внутреннего пространства корпуса 1 и единого воздушного пространства лучей 2а, 2б, 2в, 2г и соответствующих узлов с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г, имеющих полую конструкцию.
Корпус 1 содержит верхнюю часть 11 и нижнюю часть 12, которые соединяются вместе, образуя внутреннее пространство корпуса, внутри которого находятся печатная плата с элементами радиоэлектронных систем 4, аккумуляторная батарея 5, а в нижней части расположена вентиляционная решетка 6.
Поток охлаждающего воздуха поступает через вентиляционную решетку 6 в нижней части корпуса, охлаждает элементы радиоэлектронных систем, находящиеся в корпусе 1 (в частности, печатную плату 4, аккумуляторную батарею 5), проходит единое воздушное пространство лучей 2а, 2б, 2в, 2г и соответствующих узлов с аэродинамическим профилем (шасси) 21а, 21б, 21в, 21г и удаляется из единого воздушного пространства БПЛА через выпускные прорези 211а, 211б, 211в, 211г. Дополнительно, возможна организация потоков охлаждающего воздуха, направленных от электродвигателей к выпускным прорезям 211а, 211б, 211в, 211г и проходящих через воздушное пространство лучей 2а, 2б, 2в, 2г.
Верхняя сторона профиля в каждой паре аэродинамических профилей (шасси), расположенных по диагонали, имеет одинаковую ориентацию, а верхние стороны профиля у соседних аэродинамических профилей (шасси) имеют различную ориентацию, при этом верхняя сторона аэродинамического профиля (шасси) 21а, размещенного на левом переднем луче 2г, располагается справа (фиг. 2). Данная конструктивная особенность позволяет попарно компенсировать влияние набегающего потока воздуха при горизонтальном движении квадрокоптера, на аэродинамические профили (шасси) 21а и 21г, а так же на аэродинамические профили (шасси) 21б и 21в.
Достигаемым техническим результатом предлагаемого способа охлаждения беспилотного летательного аппарата являются улучшенная производительность, высокая надежность.
Поскольку поток охлаждающего воздуха поступает через вентиляционную решетку, расположенную в нижней части корпуса, его направление совпадает с направлением движения нагретого воздуха, данный способ охлаждения беспилотного летательного аппарата является более производительным, по сравнению с аналогом, где используется поток охлаждающего воздуха, направленный сверху вниз. Поскольку интенсивность потока охлаждающего воздуха определяется зоной пониженного давления, возникающей при взаимодействии воздушного потока от вращающихся винтов и узлов с аэродинамическим профилем (шасси), данный способ охлаждения беспилотного летательного аппарата является более производительным, по сравнению с аналогом, где поток охлаждающего воздуха поступает через направляющие отверстия малой площади, по сравнению с площадью воздушного потока от винтов квадрокоптера. Поскольку поток охлаждающего воздуха поступает через вентиляционную решетку, расположенную в нижней части корпуса, что препятствует интенсивному поступлению частиц пыли, воды и снега внутрь корпуса БПЛА и, как следствие, загрязнению, размещенных в корпусе элементов радиоэлектронных систем, данный способ охлаждения беспилотного летательного аппарата является более надежным, по сравнению с аналогом, где используется воздушный поток от винтов квадрокоптера, проходящий сверху вниз, через направляющие отверстия.
Достигаемым техническим результатом предлагаемого устройства для осуществления способа являются повышенная надежность его работы и расширенные функциональные возможности.
Источники информации
1. McCormick B.W. Aerodynamics of V/STOL flight. - Courier Corporation. - 1999. - 328 p. - URL: https://books.google.ru/books?id=jakW25BxfSkC&dq=Aerodynamics+of+ V/STOL+flight&lr=&hl=ru&source=gbs_navlinks_s (дата обращения: 22.07.2020).
2. Airfoil Tools - URL: http://airfoiltools.com/ (дата обращения: 22.07.2020).
3. Bernoulli's Equation - URL: http://mysite.du.edu/~jcalvert/tech/fluids/bernoul.htm (дата обращения: 22.07.2020).
Claims (2)
1. Способ охлаждения беспилотного летательного аппарата (БПЛА), заключающийся в использовании воздушного потока, формируемого за счет вращения винтов квадрокоптера, приводимых в действие, расположенными на лучах, электродвигателями, при этом единое воздушное пространство образовано корпусом БПЛА и его лучами, имеющими полую конструкцию, отличающийся тем, что на каждом луче, в области максимальной интенсивности воздушного потока от внешней части винта, размещают узел с аэродинамическим профилем и функцией шасси, линия нулевой подъемной силы которого совпадает с направлением воздушного потока от вращающихся винтов, при этом аэродинамический профиль, взаимодействуя с воздушным потоком, создает зону пониженного давления, в пределах действия которой, в каждом узле с аэродинамическим профилем и функцией шасси имеется, по меньшей мере, одна выпускная прорезь, через которую происходит отсос воздуха из единого воздушного пространства БПЛА, состоящего из внутреннего пространства корпуса и единого воздушного пространства лучей и соответствующих узлов с аэродинамическим профилем и функцией шасси, имеющих полую конструкцию, при этом в едином воздушном пространстве БПЛА возникает поток охлаждающего воздуха, поступающий через вентиляционную решетку, расположенную в нижней части корпуса, и охлаждающий элементы радиоэлектронных систем БПЛА, при этом компенсация влияния набегающего потока воздуха на узлы с аэродинамическим профилем и функцией шасси при горизонтальном движении квадрокоптера обеспечивается тем, что верхняя сторона профиля в каждой паре узлов с аэродинамическим профилем и функцией шасси, расположенных по диагонали, имеет одинаковую ориентацию, а верхние стороны профиля у соседних узлов с аэродинамическим профилем и функцией шасси имеют различную ориентацию, при этом верхняя сторона узла с аэродинамическим профилем и функцией шасси, размещенного на левом переднем луче, располагается справа.
2. Устройство охлаждения беспилотного летательного аппарата, содержащее корпус с четырьмя, симметричными, имеющими полую конструкцию лучами, на каждом из которых расположены электродвигатели, соединенные с винтами, создающими воздушный поток, два из которых вращаются по часовой стрелке, а два других винта - против часовой стрелки, при этом каждая пара воздушных винтов, вращающихся в одном направлении, расположена по диагонали, а один из винтов, вращающихся по часовой стрелке, находится на левом переднем луче, также корпус БПЛА содержит верхнюю и нижнюю части, которые соединяются вместе, образуя внутреннее пространство корпуса, внутри которого находится печатная плата с элементами радиоэлектронных систем, а в нижней части расположена вентиляционная решетка, кроме этого единое воздушное пространство БПЛА образуется, в частности, полой конструкцией лучей и внутренним пространством корпуса, также в устройстве охлаждения БПЛА используется узел с аэродинамическим профилем, расположенный между стороной поступления и стороной выхода воздушного потока и имеющий полую конструкцию и выпускную прорезь, находящуюся со стороны выхода воздушного потока, отличающееся тем, что на каждом луче, в области максимальной интенсивности воздушного потока, создаваемого внешней частью винта, расположен узел с аэродинамическим профилем и функцией шасси, линия нулевой подъемной силы которого совпадает с направлением воздушного потока от вращающихся винтов, при этом воздушное пространство каждого узла с аэродинамическим профилем и функцией шасси соединено с воздушным пространством соответствующего луча, а единое воздушное пространство БПЛА образуется объединенными воздушными пространствами лучей и узлов с аэродинамическим профилем и функцией шасси, а также внутренним пространством корпуса, при этом каждый узел с аэродинамическим профилем и функцией шасси имеет не меньше одной, выходящей из его внутреннего воздушного пространства, выпускной прорези, расположенной в зоне пониженного давления, возникающего при взаимодействии воздушного потока от вращающихся винтов и узла с аэродинамическим профилем и функцией шасси, при этом верхняя сторона профиля в каждой паре аэродинамических профилей с функцией шасси, расположенных по диагонали, имеет одинаковую ориентацию, а верхние стороны профиля у соседних узлов аэродинамических профилей с функцией шасси имеют различную ориентацию, при этом верхняя сторона узла с аэродинамическим профилем и функцией шасси, размещенного на левом переднем луче, располагается справа.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020129317A RU2747320C1 (ru) | 2020-09-04 | 2020-09-04 | Способ охлаждения беспилотного летательного аппарата и устройство для осуществления способа |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020129317A RU2747320C1 (ru) | 2020-09-04 | 2020-09-04 | Способ охлаждения беспилотного летательного аппарата и устройство для осуществления способа |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2747320C1 true RU2747320C1 (ru) | 2021-05-04 |
Family
ID=75850879
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020129317A RU2747320C1 (ru) | 2020-09-04 | 2020-09-04 | Способ охлаждения беспилотного летательного аппарата и устройство для осуществления способа |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2747320C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2812825C1 (ru) * | 2023-09-26 | 2024-02-02 | Валентин Геннадьевич Пономарев | Мультикоптер |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2632057C2 (ru) * | 2016-03-01 | 2017-10-02 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ воздушного охлаждения тепловыделяющей аппаратуры, расположенной снаружи летательных аппаратов, и система для его реализации |
| US20180002023A1 (en) * | 2016-12-27 | 2018-01-04 | Yuneec International (China) Co.,Ltd | Cooling system for unmanned aerial vehicle |
| WO2018152784A1 (zh) * | 2017-02-24 | 2018-08-30 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 机架及无人飞行器 |
| WO2018165498A1 (en) * | 2017-03-10 | 2018-09-13 | Top Flight Technologies, Inc. | Cooling a power system for an unmanned aerial vehicle |
| WO2019059394A1 (ja) * | 2017-09-25 | 2019-03-28 | 積水メディカル株式会社 | 小型無人移動体及び同移動体を用いた荷物の集配方法 |
-
2020
- 2020-09-04 RU RU2020129317A patent/RU2747320C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2632057C2 (ru) * | 2016-03-01 | 2017-10-02 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ воздушного охлаждения тепловыделяющей аппаратуры, расположенной снаружи летательных аппаратов, и система для его реализации |
| US20180002023A1 (en) * | 2016-12-27 | 2018-01-04 | Yuneec International (China) Co.,Ltd | Cooling system for unmanned aerial vehicle |
| WO2018152784A1 (zh) * | 2017-02-24 | 2018-08-30 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 机架及无人飞行器 |
| WO2018165498A1 (en) * | 2017-03-10 | 2018-09-13 | Top Flight Technologies, Inc. | Cooling a power system for an unmanned aerial vehicle |
| WO2019059394A1 (ja) * | 2017-09-25 | 2019-03-28 | 積水メディカル株式会社 | 小型無人移動体及び同移動体を用いた荷物の集配方法 |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2812825C1 (ru) * | 2023-09-26 | 2024-02-02 | Валентин Геннадьевич Пономарев | Мультикоптер |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Zhang et al. | Review on ducted fans for compound rotorcraft | |
| EP3254961B1 (en) | Fluid systems that include a co-flow jet | |
| US6464166B1 (en) | Ducted fan vehicles particularly useful as VTOL aircraft | |
| US10106246B2 (en) | Fluid systems that include a co-flow jet | |
| US20180346108A1 (en) | Active Flow Control For Ducted Fans And Fan-In-Wing Configurations | |
| JP7182449B2 (ja) | モータ一体型ファン及び垂直離着陸機 | |
| US11427300B2 (en) | Lift nacelle | |
| WO2020001273A1 (zh) | 散热结构及无人飞行器 | |
| RU2747320C1 (ru) | Способ охлаждения беспилотного летательного аппарата и устройство для осуществления способа | |
| Chae et al. | Effects of rotor–rotor interaction on the wake characteristics of twin rotors in axial descent | |
| WO2020217117A1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft and related control method | |
| KR20170024960A (ko) | 프로펠러 없이 비행 가능한 무인 비행체 | |
| EP4137414A1 (en) | Motor cooling system | |
| Akturk et al. | Lip separation and inlet flow distortion control in ducted fans used in VTOL systems | |
| Otsuka et al. | Flow visualization of wake of a quad-copter in ground effect | |
| Ryu et al. | The effect of tip clearance on performance of a counter-rotating ducted fan in a VTOL UAV | |
| Maldonado et al. | Aerodynamic performance and turbulent jet flow characteristics of ducted rotors with rectangular, tapered, and elliptical blades | |
| US3847368A (en) | Lift cell | |
| KR20210054676A (ko) | 헬기장착형 공조냉방장치 | |
| CN110513217A (zh) | 一种无人机涵道风扇动力系统 | |
| CN115195988B (zh) | 一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局 | |
| Camci et al. | A VTOL-UAV Inlet Flow Distorti on Reducition Concept uising a New Flow Control Approach: Double-Ducted-Fan | |
| Akturk | Ducted fan inlet/exit and rotor tip flow improvements for vertical lift systems | |
| CN215285291U (zh) | 一种旋翼无人机飞行器吊舱 | |
| Panayotov et al. | PIV Invastigation of UAV Rotor in Hover |