RU2816399C1

RU2816399C1 - Unmanned aerial complex

Info

Publication number: RU2816399C1
Application number: RU2023130504A
Authority: RU
Inventors: Константин Константинович Ким; Тамила Семеновна Титова; Петр Кириллович Рыбин; Елена Борисовна Королева
Filing date: 2023-11-21
Publication date: 2024-03-28

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, namely to unmanned aerial systems. At discharge of power accumulator battery (7) and power supply battery (37) of onboard flight support system (16), flying part approaches wires of operating power transmission line until electric field intensity sensor (59) is actuated, and route computing device (15) generates a signal to electric motors (4) and main electric motor (64). Flying part hovers over the wire of the power transmission line, if the current in the wire is alternating, or continues to fly at a fixed distance from it along the trajectory of the "kite" in the horizontal plane, if the current in the wire is constant. Currents are induced in electric winding (49), which charge battery (37) and power accumulator battery (7). Completion of charging is initiated by the battery charge control device (51), which disconnects the ring electric winding (49). During daylight hours solar battery (56) operates in optimum temperature mode due to the fact that its cooling is carried out not only by air flows excited by rotating propellers (5), but also by air flow of rotor (63), which is located directly above solar battery (56), which leads to increased intensity of its cooling.

EFFECT: as a result, the temperature of solar battery (56) decreases, approaching the optimum value of approximately 25 °C, which increases efficiency of solar battery (56), and consequently, to achieve technical result – increase in duration of flight.

1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к беспилотным летательным комплексам авианаблюдения, и может быть использовано для дистанционного видео- и фотозондирования поверхности Земли, мониторинга техногенных и природных объектов, ретрансляции радио- и оптических сигналов, скрытного наблюдения и т.п.The invention relates to the field of aviation technology, namely to unmanned aerial systems for aerial surveillance, and can be used for remote video and photo sensing of the Earth’s surface, monitoring man-made and natural objects, relaying radio and optical signals, covert surveillance, etc.

Известен воздухоплавательный электропоезд (RU 2734559. В64С 37/02, В64В 1/34, B64D 5/00, F02C 6/20. 07.09.2018.) корпус с несущей фермой с консолью, на которой жестко закреплены электродвижители с изменяемым вектором тяги, соединенные с аккумуляторной батареей. К верхней части фермы прикреплена полая жесткая оболочка, внутри которой установлены газовые емкости, а к нижней части фермы жестко прикреплена емкость с топливным газом и шасси с захватами для груза, пневмоамортизаторами и колесами. В центральной части внутри полой жесткой оболочки жестко закреплен газогенератор электроэнергии с газовой турбиной, соединенной с камерой захвата воздуха для газогенератора, установленной снаружи на краях верхней поверхности корпуса. В периферийной части полой жесткой оболочки расположены накопители электроэнергии. На краях нижней поверхности несущей фермы жестко прикреплены маршевые двигатели. К верхней части корпуса, к его центральной части, жестко прикреплена дискообразная солнечная панель.A known aeronautical electric train (RU 2734559. В64С 37/02, В64В 1/34, B64D 5/00, F02C 6/20. 09/07/2018) has a body with a supporting truss with a console, on which electric motors with variable thrust vectoring, connected with battery. A hollow rigid shell is attached to the upper part of the truss, inside of which gas tanks are installed, and a tank with fuel gas and a chassis with grips for cargo, pneumatic shock absorbers and wheels are rigidly attached to the lower part of the truss. In the central part, inside a hollow rigid shell, a gas generator of electricity with a gas turbine is rigidly fixed, connected to an air capture chamber for the gas generator, mounted externally on the edges of the upper surface of the housing. Electricity storage devices are located in the peripheral part of the hollow rigid shell. Main engines are rigidly attached to the edges of the lower surface of the supporting truss. A disk-shaped solar panel is rigidly attached to the upper part of the case, to its central part.

Недостатком данного устройства является то, что солнечная батарея принудительно не охлаждается, поэтому ее температура может достигать значений, при которых эффективность энергогенерирования электрической энергии падает, что отрицательно сказывается на эффективности заряда аккумуляторной батареи.The disadvantage of this device is that the solar battery is not forcibly cooled, so its temperature can reach values at which the efficiency of electrical energy generation decreases, which negatively affects the charging efficiency of the battery.

Известен беспилотный летательный комплекс (ЕА №042897. В64С 27/08, В64С 39/02, H02J 7/02, 31.03.2023), выбранный в качестве прототипа и содержащий мобильный пульт контроля и управления и беспилотный летательный аппарат, содержащий несущий каркас, к боковой поверхности которого жестко прикреплены одними своими концами штанги, на других концах которых жестко закреплены электрические двигатели с воздушными винтами, на нижней поверхности несущего каркаса жестко закреплено шасси, на котором расположена силовая аккумуляторная батарея, выход которой соединен через регулятор оборотов с входами электрических двигателей, к центральной части нижней поверхности несущего каркаса с помощью шарнира прикреплен поворотно-наклонный гиростабилизированный подвес, на котором размещено устройство видеонаблюдения, выход которого соединен с входом бортовой системы обеспечения полета, закрепленной на верхней поверхности несущего каркаса и прикрытой защитной верхней пластиной, бортовая система обеспечения полета состоит из маршрутного вычислительного устройства, к первому-девятому измерительным входам которого подключены соответственно блок приема и обработки сигналов спутниковой навигации, инерциальное измерительное устройство, включающее акселерометр, магнитометр и барометр, трекер, устройство аварийной посадки, блок управления поворотно-наклонным гиростабилизированным подвесом, сонар, устройство видеонаблюдения, приемно-передающая радиосистема, передатчик видеоданных, а к силовому входу бортовой системы обеспечения полета подключена батарея питания, мобильный пульт контроля и управления, который состоит из персонального компьютера с монитором, к трем выходам которого соответственно подключены приемно-передающая радиосистема, специализированный пульт управления беспилотным летательным аппаратом и мобильное индивидуальное устройство отображения видеоданных, а выход персонального компьютера соединен с приемником видеоданных, к корпусам электрических двигателей своей внутренней поверхностью прикреплено габаритное кольцо, на внешней поверхности которого размещена кольцевая электрическая обмотка, выводы которой присоединены к первому силовому входу устройства управления зарядом батарей, а его выходы соединены с батареей питания бортовой системы обеспечения полета и силовой аккумуляторной батареей питания электродвигателей, к индикаторному входу устройства управления зарядом батарей подключен индикатор уровня заряда аккумуляторной батареи, жестко закрепленный на шасси, на котором также жестко закреплен датчик напряженности электрического поля, соединенный с десятым измерительным входом маршрутного вычислительного устройства, на верхней поверхности защитной верхней пластины жестко закреплена солнечная батарея, выход которой соединен со вторым силовым входом устройства управления зарядом батарей.An unmanned aerial system is known (EA No. 042897. V64S 27/08, V64S 39/02, H02J 7/02, 03/31/2023), selected as a prototype and containing a mobile monitoring and control panel and an unmanned aerial vehicle containing a supporting frame, to on the side surface of which rods are rigidly attached at one end, at the other ends of which electric motors with propellers are rigidly attached; on the lower surface of the supporting frame, a chassis is rigidly attached, on which a power battery is located, the output of which is connected through a speed controller to the inputs of electric motors, to in the central part of the lower surface of the supporting frame, a rotary-inclinable gyro-stabilized suspension is attached using a hinge, on which a video surveillance device is placed, the output of which is connected to the input of the on-board flight support system, mounted on the upper surface of the supporting frame and covered with a protective top plate, the on-board flight support system consists of routing computing device, to the first to ninth measuring inputs of which are connected, respectively, a unit for receiving and processing satellite navigation signals, an inertial measuring device, including an accelerometer, a magnetometer and a barometer, a tracker, an emergency landing device, a control unit for a pan-tilt gyro-stabilized gimbal, a sonar, a video surveillance device , a receiving and transmitting radio system, a video data transmitter, and a power supply battery, a mobile monitoring and control panel, which consists of a personal computer with a monitor, to the three outputs of which are respectively connected to a receiving and transmitting radio system, a specialized unmanned control panel, are connected to the power input of the onboard flight support system. an aircraft and a mobile individual device for displaying video data, and the output of a personal computer is connected to a video data receiver, an dimensional ring is attached to the housings of electric motors with its inner surface, on the outer surface of which there is an annular electric winding, the conclusions of which are connected to the first power input of the battery charge control device, and its outputs are connected to the power battery of the on-board flight support system and the power battery for powering the electric motors; an indicator of the battery charge level is connected to the indicator input of the battery charge control device, rigidly fixed to the chassis, on which an electric field strength sensor is also rigidly fixed, connected to the tenth With the measuring input of the route computing device, a solar battery is rigidly fixed on the upper surface of the protective top plate, the output of which is connected to the second power input of the battery charge control device.

Основной недостаток прототипа обусловлен тем, что охлаждение солнечной батареи воздушными потоками от воздушных винтов электрических двигателей, расположенных на концах штанг в удалении от солнечной батареи, осуществляется недостаточно, особенно центральной части солнечной батареи, поэтому в этой зоне температура солнечной панели может превышать оптимальное значение. Отмеченный факт обусловливает недостаточную эффективность работы солнечной батареи.The main disadvantage of the prototype is due to the fact that cooling of the solar battery by air flows from the propellers of electric motors located at the ends of the rods away from the solar battery is not carried out sufficiently, especially in the central part of the solar battery, so in this area the temperature of the solar panel may exceed the optimal value. This fact determines the insufficient efficiency of the solar battery.

Задача изобретения - повышение продолжительности полета беспилотного летательного комплекса за счет более интенсивного охлаждения солнечной батареи воздушными потоками, созданными воздушными винтами электрических двигателей.The objective of the invention is to increase the flight duration of an unmanned aerial system due to more intensive cooling of the solar battery by air flows created by the propellers of electric motors.

Технический результат достигается тем, что в беспилотном летательном комплексе, содержащем мобильный пульт контроля и управления и беспилотный летательный аппарат, состоящий из несущего каркаса, к боковой поверхности которого жестко прикреплены одними своими концами штанги, на других концах которых жестко закреплены электрические двигатели с воздушными винтами, на нижней поверхности несущего каркаса жестко закреплено шасси, на котором расположена силовая аккумуляторная батарея, выход которой соединен через регулятор оборотов с входами электрических двигателей, к центральной части нижней поверхности несущего каркаса с помощью шарнира прикреплен поворотно-наклонный гиростабилизированный подвес, на котором размещено устройство видеонаблюдения, выход которого соединен с входом бортовой системы обеспечения полета, закрепленной на верхней поверхности несущего каркаса и прикрытой защитной верхней пластиной, бортовая система обеспечения полета состоит из маршрутного вычислительного устройства, к первому-девятому измерительным входам которого подключены соответственно блок приема и обработки сигналов спутниковой навигации, инерциальное измерительное устройство, включающее акселерометр, магнитометр и барометр, трекер, устройство аварийной посадки, блок управления поворотно-наклонным гиростабилизированным подвесом, сонар, устройство видеонаблюдения, приемно-передающая радиосистема, передатчик видеоданных, а к силовому входу бортовой системы обеспечения полета подключена батарея питания, мобильный пульт контроля и управления, который состоит из персонального компьютера с монитором, к трем выходам которого соответственно подключены приемно-передающая радиосистема, специализированный пульт управления беспилотным летательным аппаратом и мобильное индивидуальное устройство отображения видеоданных, а выход персонального компьютера соединен с приемником видеоданных, к корпусам электрических двигателей своей внутренней поверхностью прикреплено габаритное кольцо, на внешней поверхности которого размещена кольцевая электрическая обмотка, выводы которой присоединены к первому силовому входу устройства управления зарядом батарей, а его выходы соединены с батареей питания бортовой системы обеспечения полета и силовой аккумуляторной батареей питания электрических двигателей, к индикаторному входу устройства управления зарядом батарей подключен индикатор уровня заряда аккумуляторной батареи, жестко закрепленный на шасси, на котором также жестко закреплен датчик напряженности электрического поля, соединенный с десятым измерительным входом маршрутного вычислительного устройства, на верхней поверхности защитной верхней пластины жестко закреплена солнечная батарея, выход которой соединен со вторым силовым входом устройства управления зарядом батарей, по центру солнечной батареи выполнен проем, через который и центральное отверстие в защитной верхней пластине проходит вал несущего винта основного электрического двигателя, жестко закрепленного на несущем каркасе, вход основного электрического двигателя соединен через регулятор оборотов с выходом силовой аккумуляторной батареи.The technical result is achieved by the fact that in an unmanned aerial system containing a mobile monitoring and control panel and an unmanned aerial vehicle consisting of a supporting frame, to the side surface of which rods are rigidly attached at one end, at the other ends of which electric motors with propellers are rigidly attached, on the lower surface of the supporting frame, a chassis is rigidly attached, on which a power battery is located, the output of which is connected through a speed controller to the inputs of electric motors; a rotary-inclinable gyro-stabilized suspension is attached to the central part of the lower surface of the supporting frame using a hinge, on which a video surveillance device is placed, the output of which is connected to the input of the onboard flight support system, mounted on the upper surface of the supporting frame and covered with a protective top plate, the onboard flight support system consists of a routing computing device, to the first through ninth measuring inputs of which a unit for receiving and processing satellite navigation signals, an inertial a measuring device, including an accelerometer, a magnetometer and a barometer, a tracker, an emergency landing device, a control unit for a pan-tilt gyro-stabilized gimbal, a sonar, a video surveillance device, a transceiver radio system, a video data transmitter, and a battery is connected to the power input of the on-board flight support system, a mobile monitoring and control panel, which consists of a personal computer with a monitor, the three outputs of which are respectively connected to a receiving and transmitting radio system, a specialized control panel for an unmanned aerial vehicle and a mobile individual video data display device, and the output of the personal computer is connected to a video data receiver, to the housings of electric motors an dimensional ring is attached with its inner surface, on the outer surface of which there is a ring electric winding, the conclusions of which are connected to the first power input of the battery charge control device, and its outputs are connected to the power battery of the on-board flight support system and the power battery for powering electric motors, to the indicator input battery charge control device, a battery charge level indicator is connected, rigidly fixed to the chassis, on which an electric field strength sensor is also rigidly fixed, connected to the tenth measuring input of the route computing device; on the upper surface of the protective top plate, a solar battery is rigidly fixed, the output of which is connected to the second power input of the battery charge control device, in the center of the solar battery there is an opening through which the rotor shaft of the main electric motor, rigidly mounted on the supporting frame, passes through the central hole in the protective top plate; the input of the main electric motor is connected through a speed controller to the output of the power battery batteries.

Беспилотный летательный комплекс поясняется чертежами, где на фиг. 1 показан вид сверху конструктивной схемы летающей части беспилотного летательного комплекса со снятой солнечной батареей, контур которой показан штриховой линией, на фиг. 2 - вид сбоку летающей части беспилотного летательного комплекса, а на фиг. 3 приведена блок-схема беспилотного летательного комплекса.The unmanned aerial system is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a top view of the design diagram of the flying part of an unmanned aerial system with the solar battery removed, the outline of which is shown by a dashed line; in FIG. 2 is a side view of the flying part of an unmanned aerial system, and in FIG. Figure 3 shows a block diagram of an unmanned aerial system.

В центре летающей части беспилотного летательного комплекса расположен несущий каркас 1 (фиг. 1), к боковой поверхности которого жестко прикреплены одними своими концами штанги 2. На других концах штанг 2 с помощью креплений 3, например, хомутов, жестко закреплены электрические двигатели 4, например, AXI 2814/22, 037 или Racerstar Racing Edition 2306 2700KV или Readytosky 2205-2300 2300KV или Racerstar Racing Edition 2205 2300KV, с воздушными винтами 5 (фиг. 2). На нижней поверхности несущего каркаса 1 жестко закреплено шасси 6, выполненное, например, из углеволокнитов или углетекстолитов или углепресволокнитов. К шасси 6 могут прикрепляться поплавки, которые не показаны на чертеже. На шасси 6 расположена силовая аккумуляторная батарея 7 для питания электрических двигателей 4, например, LiPo 4S1300 mAh или 1500 mAh, выход 8 которой через регулятор оборотов 9 соединен с электрическими двигателями 4. К центральной части нижней поверхности несущего каркаса 1 с помощью шарнира 10 прикреплен поворотно-наклонный гиростабилизированный подвес 11, на котором размещено устройство видеонаблюдения 12, выход 13 (фиг. 3) которого соединен с входом 14 маршрутного вычислительного устройства 15 бортовой системы обеспечения полета 16, закрепленной на верхней поверхности несущего каркаса 1 (фиг. 2) и прикрытой защитной верхней пластиной 17. Маршрутное вычислительное устройство 15 может быть выполнено, например, из микропроцессора, буферных регистров, запоминающих устройств, интерфейсных схем. К девяти измерительным входам 18-27 маршрутного вычислительного устройства 15 (фиг. 3) подключены соответственно блок приема и обработки сигналов спутниковой навигации 28, инерциальное измерительное устройство 29, включающее акселерометр, например, акселерометр XL335B, магнитометр и барометр (не показаны), трекер 30, например, GPS трекер RF-V16, GPS или трекер ТК 106, устройство аварийной посадки 31, блок управления поворотно-наклонным гиростабилизированным подвесом 32, сонар 33, устройство видеонаблюдения 12, которое может работать в видимом и инфракрасном спектре, приемно-передающая радиосистема 34, передатчик видеоданных 35. К силовому входу 36 бортовой системы обеспечения полета 16 подключена батарея питания 37, которая включает в себя устройство видеонаблюдения 12, маршрутное вычислительное устройство 15, блок приема и обработки сигналов спутниковой навигации 28, инерциальное измерительное устройство 29, трекер 30, устройство аварийной посадки 31, блок управления поворотно-наклонным гиростабилизированным подвесом 32, сонар 33, приемно-передающую радиосистему34.In the center of the flying part of the unmanned aerial system there is a supporting frame 1 (Fig. 1), to the side surface of which rods 2 are rigidly attached at one end. At the other ends of the rods 2, electric motors 4 are rigidly attached using fasteners 3, for example, clamps, for example , AXI 2814/22, 037 or Racerstar Racing Edition 2306 2700KV or Readytosky 2205-2300 2300KV or Racerstar Racing Edition 2205 2300KV, with 5 propellers (Fig. 2). On the lower surface of the supporting frame 1, a chassis 6 is rigidly fixed, made, for example, of carbon fiber or carbon fiber laminate or carbon fiber reinforced plastic. Floats may be attached to the chassis 6, which are not shown in the drawing. On the chassis 6 there is a power battery 7 for powering the electric motors 4, for example, LiPo 4S1300 mAh or 1500 mAh, the output 8 of which is connected to the electric motors 4 through the speed controller 9. It is rotatably attached to the central part of the lower surface of the supporting frame 1 using a hinge 10 - an inclined gyro-stabilized suspension 11, on which a video surveillance device 12 is placed, the output 13 (Fig. 3) of which is connected to the input 14 of the route computing device 15 of the on-board flight support system 16, mounted on the upper surface of the supporting frame 1 (Fig. 2) and covered with a protective the top plate 17. The route computing device 15 can be made, for example, of a microprocessor, buffer registers, storage devices, and interface circuits. The nine measuring inputs 18-27 of the route computing device 15 (Fig. 3) are connected, respectively, to a unit for receiving and processing satellite navigation signals 28, an inertial measuring device 29, including an accelerometer, for example, an XL335B accelerometer, a magnetometer and a barometer (not shown), and a tracker 30 , for example, GPS tracker RF-V16, GPS or tracker TK 106, emergency landing device 31, control unit for a pan-tilt gyro-stabilized gimbal 32, sonar 33, video surveillance device 12, which can operate in the visible and infrared spectrum, receiving and transmitting radio system 34 , video data transmitter 35. Connected to the power input 36 of the onboard flight support system 16 is a power battery 37, which includes a video surveillance device 12, a route computing device 15, a unit for receiving and processing satellite navigation signals 28, an inertial measurement device 29, a tracker 30, a device emergency landing 31, pan-tilt gyro-stabilized gimbal control unit 32, sonar 33, transmitting and receiving radio system 34.

Мобильный пульт контроля и управления 38 состоит из персонального компьютера 39 с монитором, к его трем выходам 40-42 подключены соответственно приемно-передающая радиосистема 43, специализированный пульт управления 44 беспилотным летательным комплексом и мобильное индивидуальное устройство отображения видеоданных 45, а вход 46 персонального компьютера 39 соединен с приемником видеоданных 47.The mobile monitoring and control panel 38 consists of a personal computer 39 with a monitor, a transmitting and receiving radio system 43, a specialized control panel 44 for an unmanned aerial system and a mobile individual video data display device 45 are connected to its three outputs 40-42, respectively, and the input 46 of a personal computer 39 connected to video data receiver 47.

К корпусам (фиг. 1) электрических двигателей 4 своей внутренней поверхностью прикреплено габаритное кольцо 48, на внешней поверхности которого размещена кольцевая электрическая обмотка 49, выполненная из меди или алюминия. Кольцевая электрическая обмотка 49 присоединена к первому силовому входу 50 (фиг. 3) устройства управления зарядом батарей 51, а его выходы 52 и 53 соединены с батареей питания 37 бортовой системы обеспечения полета 16 и силовой аккумуляторной батареей 7 питания электрических двигателей 4. К индикаторному входу 54 устройства управления зарядом батарей 51 подключен индикатор уровня заряда аккумуляторных батарей 55, жестко закрепленный на шасси 6. На верхней поверхности защитной верхней пластины 16 жестко закреплена солнечная батарея 56, выполненная, например, из монокристаллического кремния или поликристаллического кремния, или аморфного кремния. Выход 57 солнечной батареи 56 присоединен ко второму силовому входу 58 устройства управления зарядом батарей 51, на нижней части шасси 6 жестко закреплен датчик напряженности электрического поля 59, например, типа EPIC или РаЭ 8/00-15, который соединен с измерительным входом 27 маршрутного вычислительного устройства 15.An dimensional ring 48 is attached to the housings (Fig. 1) of electric motors 4 with its inner surface, on the outer surface of which there is an annular electric winding 49 made of copper or aluminum. The ring electric winding 49 is connected to the first power input 50 (Fig. 3) of the battery charge control device 51, and its outputs 52 and 53 are connected to the power battery 37 of the on-board flight support system 16 and the power battery 7 for powering the electric motors 4. To the indicator input 54 of the battery charge control device 51 is connected to a battery charge level indicator 55, rigidly mounted on the chassis 6. On the upper surface of the protective top plate 16, a solar battery 56, made, for example, of monocrystalline silicon or polycrystalline silicon, or amorphous silicon, is rigidly fixed. The output 57 of the solar battery 56 is connected to the second power input 58 of the battery charge control device 51, on the lower part of the chassis 6 there is an electric field strength sensor 59, for example, type EPIC or RaE 8/00-15, which is connected to the measuring input 27 of the route computing devices 15.

По центру солнечной батареи 56 (фиг. 2) выполнен проем 60, через который и центральное отверстие 61 в защитной верхней пластине 17 проходит вал 62 несущего винта 63 основного электрического двигателя 64, жестко закрепленного на несущем каркасе 1, вход 65 (фиг. 3) основного электрического двигателя 64 соединен через регулятор оборотов 9 с выходом 8 силовой аккумуляторной батареи 7.In the center of the solar battery 56 (Fig. 2) there is an opening 60, through which the central hole 61 in the protective top plate 17 passes the shaft 62 of the main rotor 63 of the main electric motor 64, rigidly mounted on the supporting frame 1, input 65 (Fig. 3) the main electric motor 64 is connected through the speed controller 9 to the output 8 of the power battery 7.

Беспилотный летательный комплекс работает следующим образом. Напряжение питания с силовой аккумуляторной батареи 7 через регулятор оборотов 9 поступает на электрические двигатели 4, на основной электрический двигатель 64. В результате воздушные винты 5 и несущий винт 63 (фиг. 2) начинают вращаться. Летающая часть беспилотного летательного комплекса осуществляет взлет. Основную часть подъемной силы обеспечивает несущий винт 63, воздушные винты 5 осуществляют, в основном, управление полетом.The unmanned aerial system operates as follows. The supply voltage from the power battery 7 through the speed controller 9 is supplied to the electric motors 4, to the main electric motor 64. As a result, the propellers 5 and the main rotor 63 (Fig. 2) begin to rotate. The flying part of the unmanned aerial system takes off. The main part of the lifting force is provided by the main rotor 63, the propellers 5 perform mainly flight control.

Возможны два режима работы беспилотного летательного комплекса - «ручной» и «автономный».There are two possible operating modes of the unmanned aerial system - “manual” and “autonomous”.

В «ручном» режиме маршрутное вычислительное устройство 15 (фиг. 3) выполняет следующие функции: подает управляющий сигнал на электрические двигатели 4 и на основе сигналов инерциального измерительного устройства 29 обеспечивает горизонтальное положение летающей части беспилотного летательного комплекса; по сигналам с блока приема и обработки сигналов спутниковой навигации 28 определяет координаты летающей части беспилотного летательного комплекса и передает их на мобильный пульт контроля и управления 38. При приходе ответных сигналов телеметрии с мобильного пульта контроля и управления 38 маршрутное вычислительное устройство 15 вырабатывает управляющие сигналы, которые поступают на электрические двигатели 4 и основной электрический двигатель 64, и изменяют частоты вращения воздушных винтов 5 и несущего винта 63 (фиг. 2). В результате этого летающая часть беспилотного летательного комплекса изменяет курс и высоту полета.In the “manual” mode, the route computing device 15 (Fig. 3) performs the following functions: it supplies a control signal to the electric motors 4 and, based on the signals of the inertial measuring device 29, ensures the horizontal position of the flying part of the unmanned aerial system; Based on signals from the satellite navigation signal receiving and processing unit 28, it determines the coordinates of the flying part of the unmanned aerial system and transmits them to the mobile control and control panel 38. When telemetry response signals arrive from the mobile control and control panel 38, the route computing device 15 generates control signals that are supplied to the electric motors 4 and the main electric motor 64, and change the rotation speed of the propellers 5 and the main rotor 63 (Fig. 2). As a result of this, the flying part of the unmanned aerial system changes its flight course and altitude.

В «автономном» режиме маршрутное вычислительное устройство 15 (фиг. 3) функционирует по заложенной в него программе, на основании координат спутниковой навигационной системы GPS/ГЛОНАСС выполняет автоматически полетное задание с возвращением на взлетную площадку.In the “autonomous” mode, the route computing device 15 (Fig. 3) operates according to the program embedded in it; based on the coordinates of the GPS/GLONASS satellite navigation system, it automatically performs a flight mission with a return to the take-off site.

В обоих режимах осуществляется визуальный контроль за полетом по сигналам видеоданных с устройства видеонаблюдения 12, которые поступают на передатчик видеоданных 35 и передаются в приемник видеоданных 47 мобильного пункта контроля и управления 38, где они обрабатываются и передаются на персональный компьютер 39, здесь информация с сигналов перерабатывается и отображается на мониторе, который на чертеже не показан.In both modes, visual control of the flight is carried out using video data signals from the video surveillance device 12, which are received by the video data transmitter 35 and transmitted to the video data receiver 47 of the mobile monitoring and control point 38, where they are processed and transmitted to a personal computer 39, here the information from the signals is processed and is displayed on a monitor, which is not shown in the drawing.

В «ручном» режиме персональный компьютер 39 выдает сигнал на приемно-передающую радиосистему 43, которая излучает управляющий сигнал, принимаемый приемно-передающей радиосистемой 34, которая вырабатывает сигнал, приходящий через вход 25 в маршрутное вычислительное устройство 15, где сигнал обрабатывается и анализируется. В результате маршрутное вычислительное устройство 15 генерирует управляющий сигнал первого типа, который приходит на электрические двигатели 4, последние соответствующим образом изменяют частоты вращения своих воздушных винтов 5 (фиг. 2), а, следовательно, изменяют ориентацию и положение летательной части беспилотного летательного комплекса. Маршрутное вычислительное устройство 15 (фиг. 3) также генерирует управляющие сигналы второго типа, поступающие на блок управления поворотно-наклонного гиростабилизированного подвеса 32, в результате - устройство видеонаблюдения 12 изменяет свою ориентацию.In “manual” mode, the personal computer 39 issues a signal to the transmitting and receiving radio system 43, which emits a control signal received by the transmitting and receiving radio system 34, which generates a signal coming through the input 25 to the route computing device 15, where the signal is processed and analyzed. As a result, the route computing device 15 generates a control signal of the first type, which comes to the electric motors 4, the latter accordingly change the rotation speed of their propellers 5 (Fig. 2), and, consequently, change the orientation and position of the flying part of the unmanned aerial system. The route computing device 15 (Fig. 3) also generates control signals of the second type that are supplied to the control unit of the pan-tilt gyro-stabilized gimbal 32, as a result of which the video surveillance device 12 changes its orientation.

В процессе полета трекером 30 осуществляется запись координат движения летательной части беспилотного летательного комплекса с заданной периодичностью, эта информация подается на маршрутное вычислительное устройство 15.During the flight, the tracker 30 records the coordinates of the movement of the flying part of the unmanned aerial system at a given frequency, this information is supplied to the route computing device 15.

Если полет проходит над водной поверхностью, и при необходимости определения наличия и координат различных транспортных аппаратов, находящихся в толще воды, работает сонар 33, передающий полученную информацию на маршрутное вычислительное устройство 15.If the flight passes over the water surface, and if it is necessary to determine the presence and coordinates of various transport vehicles located in the water column, sonar 33 operates, transmitting the received information to the route computing device 15.

При необходимости продолжить полет, не прерывая последний, и при значительном разряде силовой аккумуляторной батареи 7 и батареи питания 37 бортовой системы обеспечения полета 16 летающая часть сближается с проводами действующей линии действующей электропередачи или контактной сети электрифицированного железнодорожного транспорта, местоположение которой определяется оператором визуально, если полет осуществляется в «ручном» режиме, либо его координаты заложены в программе маршрутного вычислительного устройства 15. Сближение происходит до тех пор, пока не сработает датчик напряженности электрического поля 59 в момент времени, когда напряженность электрического поля в зоне датчика напряженности электрического поля 59 приблизится к 1 кВ/см, что составляет пробивную напряженность влажного воздуха. Сигнал с датчика напряженности электрического поля 59 поступает на десятый измерительный вход 27 маршрутного вычислительного устройства 15, которое вырабатывает сигнал на электрические двигатели 4. Под действием этого сигнала фиксируется частота вращения воздушных винтов 5 (фиг. 2), и летающая часть беспилотного летательного комплекса «зависает» над проводом линии электропередачи, если ток в проводе - переменный, или продолжает лететь на фиксированном расстоянии от него по траектории «змейка» в горизонтальной плоскости по сигналам с маршрутного вычислительного устройства 15 (фиг. 3), если ток в проводе - постоянный. Электрическое поле по закону электромагнитной индукции индуцирует в кольцевой электрической обмотке 49 (фиг. 1) электродвижущую силу, под действием которой в двух цепях, первая из которых состоит из электрической обмотки 49, устройства управления зарядом батарей 51 (фиг. 3) и батареи питания 37 бортовой системы обеспечения полета 16, а вторая - из электрической обмотки 49, устройства управления зарядом батарей 51 и силовой аккумуляторной батареи 7 питания электрических двигателей 4, начинают протекать токи. Таким образом осуществляется заряд батареи питания 37 и силовой аккумуляторной батареи 7. Когда степень заряда достигнет 100%, это регистрируется индикатором уровня заряда аккумуляторных батарей 55, устройство управления зарядом батарей 51 отключает кольцевую электрическую обмотку 49, и заряд прекращается.If necessary, continue the flight without interrupting the last one, and if the power battery 7 and the power battery 37 of the on-board flight support system 16 are significantly discharged, the flying part approaches the wires of an existing power line or contact network of electrified railway transport, the location of which is determined by the operator visually, if the flight is carried out in a “manual” mode, or its coordinates are included in the program of the route computing device 15. The approach occurs until the electric field strength sensor 59 is triggered at the moment in time when the electric field strength in the area of the electric field strength sensor 59 approaches 1 kV/cm, which is the breakdown voltage of moist air. The signal from the electric field strength sensor 59 is supplied to the tenth measuring input 27 of the route computing device 15, which generates a signal to the electric motors 4. Under the influence of this signal, the rotation speed of the propellers 5 is recorded (Fig. 2), and the flying part of the unmanned aerial system “freezes” " over the power line wire, if the current in the wire is alternating, or continues to fly at a fixed distance from it along a “snake” trajectory in the horizontal plane according to signals from the route computing device 15 (Fig. 3), if the current in the wire is constant. The electric field, according to the law of electromagnetic induction, induces an electromotive force in the ring electric winding 49 (Fig. 1), under the influence of which in two circuits, the first of which consists of an electric winding 49, a battery charge control device 51 (Fig. 3) and a power battery 37 on-board flight support system 16, and the second - from the electrical winding 49, the battery charge control device 51 and the power battery 7 for powering the electric motors 4, currents begin to flow. In this way, the power battery 37 and the power battery 7 are charged. When the charge level reaches 100%, this is registered by the battery charge level indicator 55, the battery charge control device 51 turns off the ring electric winding 49, and the charging stops.

В светлое время суток лучи света падают на солнечную батарею 56 (фиг. 2), которая начинает вырабатывать ток в результате фотоэффекта. Этот ток через второй силовой вход 58 (фиг. 3) поступает на устройство управления зарядом батарей 51, а затем на силовую аккумуляторную батарею 7 и батарею питания 37 бортовой системы обеспечения полета 16, подзаряжая их. Когда степень заряда достигнет 100%, это регистрируется индикатором уровня заряда аккумуляторных батарей 55, устройство управления зарядом батарей 51 отключает солнечную батарею 56. Следует особо отметить, что охлаждение солнечной батареи 56 (фиг. 2) в данном случае осуществляется не только воздушными потоками, возбужденными вращающимися воздушными винтами 5, но и воздушным потоком несущего винта 63, который находится непосредственно над солнечной батареей 56, что приводит к увеличению интенсивности теплообмена между нагретой поверхностью солнечной батареи 56 и окружающим воздухом. В результате температура солнечной батареи 56 понижается, приближаясь к оптимальному значению примерно 25°С.During daylight hours, rays of light fall on the solar battery 56 (Fig. 2), which begins to generate current as a result of the photoelectric effect. This current, through the second power input 58 (Fig. 3), is supplied to the battery charge control device 51, and then to the power battery 7 and the power battery 37 of the on-board flight support system 16, recharging them. When the charge level reaches 100%, this is registered by the battery charge level indicator 55, the battery charge control device 51 turns off the solar battery 56. It should be especially noted that the cooling of the solar battery 56 (Fig. 2) in this case is carried out not only by air flows excited rotating propellers 5, but also by the air flow of the main rotor 63, which is located directly above the solar battery 56, which leads to an increase in the intensity of heat exchange between the heated surface of the solar battery 56 and the surrounding air. As a result, the temperature of the solar cell 56 decreases, approaching the optimum value of approximately 25°C.

Маршрутное вычислительное устройство 15 на основе заложенной в него программы в отсутствии связи с мобильным пультом контроля и управления 38 на основании координат спутниковой навигационной системы GPS/ГЛОНАСС выполняет с помощью устройства аварийной посадки 31 в автоматическом режиме полетное задание с возвращением на взлетную площадку.The route computing device 15, based on the program embedded in it, in the absence of communication with the mobile monitoring and control panel 38, based on the coordinates of the GPS/GLONASS satellite navigation system, uses the emergency landing device 31 in automatic mode to perform a flight mission with a return to the take-off site.

Как можно видеть, возможность увеличения интенсивности охлаждения солнечной батареи 56 за счет воздушного потока от несущего винта 63. Отмеченный факт обусловливает увеличение продолжительности полета беспилотного летательного комплекса по сравнению с прототипом.As you can see, it is possible to increase the cooling intensity of the solar battery 56 due to the air flow from the main rotor 63. This fact causes an increase in the flight duration of the unmanned aerial system compared to the prototype.

Claims

An unmanned aerial system containing a mobile monitoring and control panel and an unmanned aerial vehicle consisting of a supporting frame, to the side surface of which rods are rigidly attached at one end, at the other ends of which electric motors with propellers are rigidly attached, and on the lower surface of the supporting frame is rigidly attached a chassis on which a power battery is located, the output of which is connected through a speed controller to the inputs of electric motors; a rotary-inclinable gyro-stabilized suspension is attached to the central part of the lower surface of the supporting frame using a hinge, on which a video surveillance device is placed, the output of which is connected to the input of the on-board system flight support, mounted on the upper surface of the supporting frame and covered with a protective top plate, the on-board flight support system consists of a route computing device, to the first through ninth measuring inputs of which a unit for receiving and processing satellite navigation signals, an inertial measuring device, including an accelerometer, and a magnetometer are connected, respectively and a barometer, a tracker, an emergency landing device, a control unit for a pan-tilt gyro-stabilized gimbal, a sonar, a video surveillance device, a receiving and transmitting radio system, a video data transmitter, and a power battery, a mobile monitoring and control panel, which consists of from a personal computer with a monitor, to the three outputs of which a receiving and transmitting radio system, a specialized control panel for an unmanned aerial vehicle and a mobile individual device for displaying video data are respectively connected, and the output of the personal computer is connected to a video data receiver; a marker ring is attached to the housings of the electric motors with its inner surface, on the outer surface of which there is a ring electric winding, the outputs of which are connected to the first power input of the battery charge control device, and its outputs are connected to the power battery of the on-board flight support system and the power battery for powering the electric motors; a level indicator is connected to the indicator input of the battery charge control device battery charge, rigidly mounted on the chassis, on which the electric field strength sensor is also rigidly mounted, connected to the tenth measuring input of the route computing device; on the upper surface of the protective top plate, a solar battery is rigidly fixed, the output of which is connected to the second power input of the battery charge control device , characterized in that the solar battery is made with an opening in its center, and the protective top plate is made with a central hole, through the opening of the solar battery and the central hole in the protective top plate passes the rotor shaft of the main electric motor, rigidly mounted on the supporting frame, the input of the main The electric motor is connected through the speed controller to the output of the power battery.