WO2017020097A2 - Способ и устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов (бла) с применением гироскопического эффекта - Google Patents

Способ и устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов (бла) с применением гироскопического эффекта Download PDF

Info

Publication number
WO2017020097A2
WO2017020097A2 PCT/AZ2016/000003 AZ2016000003W WO2017020097A2 WO 2017020097 A2 WO2017020097 A2 WO 2017020097A2 AZ 2016000003 W AZ2016000003 W AZ 2016000003W WO 2017020097 A2 WO2017020097 A2 WO 2017020097A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
uav
gyroscope
rotor
gyroscopic
rotation
Prior art date
Application number
PCT/AZ2016/000003
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2017020097A3 (ru
Inventor
Ариф Мир Джалал огли ПАШАЕВ
Тогрул Иса оглы КАРИМЛИ
Original Assignee
Национальная Академия Авиации
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Национальная Академия Авиации filed Critical Национальная Академия Авиации
Priority to US15/551,037 priority Critical patent/US10737770B2/en
Publication of WO2017020097A2 publication Critical patent/WO2017020097A2/ru
Publication of WO2017020097A3 publication Critical patent/WO2017020097A3/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C17/00—Aircraft stabilisation not otherwise provided for
    • B64C17/02—Aircraft stabilisation not otherwise provided for by gravity or inertia-actuated apparatus
    • B64C17/06—Aircraft stabilisation not otherwise provided for by gravity or inertia-actuated apparatus by gyroscopic apparatus
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B64C39/024—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use of the remote controlled vehicle type, i.e. RPV
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings

Definitions

  • the claimed invention (method and device) relates to control systems and is intended to increase the stability and maneuverability of unmanned aerial vehicles (UAVs), and can be used to control and correct various dynamic objects, including small-sized satellites.
  • UAVs unmanned aerial vehicles
  • control surfaces are located, as far as possible, at the most remote distances from the center of mass of the aircraft.
  • the control surfaces (keel, stabilizer, rudders and heights, ailerons, slats, spoilers) carry out angular stabilization of aircraft (AC) and create aerodynamic moments.
  • Aircraft of certain designs can maneuver along two axes with one control surface, for example, elevons (a combination of elevator and ailerons), V-shaped tail rudder (functions of rudders and altitude), differential stabilizer [1].
  • elevons a combination of elevator and ailerons
  • V-shaped tail rudder functions of rudders and altitude
  • differential stabilizer [1].
  • the gyroscopic moment created deflects the UAV down, and with a left turn, the gyroscopic moment deflects the UAV upwards.
  • the screw is located in the rear part, the gyroscopic moment deflects the UAV in the opposite direction.
  • SCS Power gyroscopic complexes
  • SGK create control moments in the modes of stabilization and software turns of the spacecraft relative to the reference coordinate system [5]. Highlighted in italics - features inherent in the subject of the claimed invention.
  • the inability to use on small UAVs GWP is the disadvantage of this method; the redundancy of structural elements and overall dimensions are the disadvantages of the known device.
  • Creating a gyroscopic moment which is the basis of the method, is carried out using several gyroscopes.
  • the gyroscopic moment arises when a force begins to act on the axis of the gyroscope, which tends to bring her in motion, i.e. creating a torque relative to the center of the suspension.
  • the closest in technical essence to the claimed object is a control device for an aircraft (vehicle) [6].
  • the device allows you to technically implement the method of using the gyroscopic moment to control the aircraft (vehicle) and contains a body, a central axis with rods, gyroscopes with systems for attaching to the rods.
  • the fastening system comprises a frame, a fastening system, tilt and rotate the frame, a gyroscope holder.
  • the housing and the central axis are fixed via an additional torque system. Highlighted in italics - features inherent in the subject of the claimed invention.
  • the objective of the invention is to reduce the sensitivity of the UAV to the effects of wind and turbulence without increasing flight speed, as well as increasing stability and at the same time maneuverability.
  • the gyroscope is installed relative to the center of gravity of the UAV opposite the screw (with the rear position of the screw, the gyroscope is installed in the front), the gyro rotor rotates against the rotor (rotor axis of rotation gyroscope and screw are on the same line); a device with a high kinetic momentum becomes less sensitive to the influence of wind and turbulence, flight stability increases;
  • the rotation axis of the gyro rotor is rotated using electric motors (stabilization and torque motors) and gearboxes located on the rotation axes of the rotary frames so that the directions of the gyroscopic moments created coincide with the direction of rotation of the UAV.
  • the coincidence of the directions of the gyroscopic moments with the moments of elevators and directions contributes to an increase in maneuverability and a decrease in the transition time of the UAV piloting mode. Stabilization and change in the angular position of the UAV roll around the longitudinal axis is carried out by increasing or decreasing the rotor speed (reaction time) of the gyroscope with an adjustable inertial moment.
  • FIG. 1 A method of increasing stabilization and maneuverability of unmanned aerial vehicles using the gyroscopic effect, which consists in using the gyroscopic moment, is shown in the diagram (Fig. 1).
  • the scheme consists of a gyroscope body 1, a fuselage 2, a gyroscope rotor 3, an internal gyroscope frame 4, an external gyroscope frame 5, electric motors 6, gearboxes 7, a rudder 8 and a elevator 9, creating aerodynamic moments, ailerons 10. To the aerodynamic moments are additionally created gyroscopic moments.
  • the body of the gyroscope 1 is rigidly connected at point A of the fuselage 2 in line with the axis of the screw.
  • the inner frame is mounted in the outer frame 5. This frame can be rotated left or right and is mounted in the gyroscope case.
  • An electric motor 6 stabilize and torque motor
  • a gear 7 which rotates the axis of rotation of the inner frame, are installed on the outer frame.
  • the gyro rotor rotates clockwise (against the direction of rotation of the screw), then when the internal frame is deflected by the electric motor and gearbox up, the created gyroscopic moment deflects the UAV to the right, and when the internal frame is deflected downward, deflects the UAV to the left, which increases the efficiency of the rudder 8, especially at low flight speeds and in critical stability modes.
  • An electric motor 6 stabilization and torque engine installed in the gyroscope case, a gearbox 7 and a rotating axis of rotation of the outer frame provide stabilization and the moment of UAV pitch control.
  • the gyro rotor rotates clockwise (against the direction of rotation of the screw), then when the external frame is deflected by the electric motor and gearbox to the left, the created gyroscopic moment deflects the UAV up, and when the external frame is deflected to the right, it deflects the UAV down, which increases the elevator’s efficiency 9, especially at low flight speeds and in critical stability modes. If the directions of rotation of the rotor and screw are opposite, and the moments of inertia of the rotor of the gyroscope and screw are equal, and the positions of the ailerons are neutral, then the UAV does not heel.
  • FIG. 2 shows the directions of the created control gyroscopic moments (if the screw is installed in the rear part, and the gyroscope in the bow), by changing the plane of rotation of the gyro rotor.
  • the gyroscopic moment creates a diving moment of the UAV.
  • the rotor of the gyroscope is deflected (Fig.2b) to the left
  • the gyroscopic moment creates a converging moment of the UAV.
  • the gyro rotor is deflected (Fig.2c) down
  • the gyroscopic moment deflects the UAV to the left.
  • the gyroscope rotor is deflected (Fig. 2d) up, the gyroscopic moment deflects the UAV to the right.
  • the diagram (FIG. 3) shows a device for improving stabilization and maneuverability of unmanned aerial vehicles using the gyroscopic effect, based on a gyroscope with an adjustable inertial moment of the rotor.
  • the device consists of an axis 11, an inner disk 12, guide tubes 13, springs 14, heavy balls 15, adjusting screws 16 and an external disk 17.
  • the rotor mounted on the axis consists of an inner disk 12, guide tubes 13, inside of which there are springs 14, contributing to increase the dynamics of the rotor, moving depending on the controlled number of revolutions of the axis, the movable balls 15 and for adjusting the rotor balancing screws 16.
  • the guide tubes along the radius are mounted on the outer disk 17.
  • the rotor axis rotates out with the help engine with adjustable speed (not shown in the diagram). Adjusting screws can also be used to adjust the moment of inertia of the rotor.
  • Patent RU 2489313.
  • IPC B64C 5/00, F42B 10/62. Borisenko A.B., Lazarenkov SM., Nikitenko A.V. Small-sized aircraft with self-stabilizing aerodynamic surfaces. 08/10/2013, Bull. J42 22.
  • Patent RU 2495789.
  • IPC B64C 17/06.
  • Tarasov A.A. A method of using a gyroscopic moment to control an aircraft (vehicle) and an aircraft control device. 10/20/2013, Bull. N ° 29.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Gyroscopes (AREA)

Abstract

Предъявляемое изобретение (способ и устройство) относится к системам управления и предназначено для повышения устойчивости и маневренности БЛА, и может быть использовано для управления и коррекции различных динамических объектов, в том числе, и малогабаритных спутников. Целью изобретения является уменьшение чувствительности БЛА к влиянию ветра и турбулентности без увеличения скорости полета, а также повышение устойчивости и одновременно маневренности. Для улучшения указанных параметров БЛА, наряду с компенсацией гироскопического и реакции моментов винта, необходимо увеличивать кинетический момент с помощью гироскопа. Это достигается тем, что гироскоп устанавливается относительно центра тяжести БЛА напротив винта (при заднем расположении винта гироскоп устанавливается в передней части), вращение ротора гироскопа направлено против вращения винта (ось вращения ротора гироскопа и винта находятся на одной прямой); устройство, обладающее высоким кинетическим моментом, становится менее чувствительным к влиянию ветра и турбулентности, повышается устойчивость полета; для изменения траектории полета ось вращения ротора гироскопа поворачивается с помощью электрических двигателей (двигатели стабилизации и моментов) и редукторов, находящиеся на осях вращения поворотных рам таким образом, чтобы направления созданных гироскопических моментов совпадали с направлением поворота БЛА. Совпадение направлений гироскопических моментов с моментами руля высоты и руля направления способствует повышению маневренности БЛА. Стабилизация и изменение углового положения крена БЛА вокруг продольной оси осуществляется увеличением или уменьшением скорости вращения ротора гироскопа с регулируемым инерционным моментом.

Description

СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ПОВЫШЕНИЯ СТАБИЛИЗАЦИИ И
МАНЕВРЕННОСТИ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
(БЛА) С ПРИМЕНЕНИЕМ ГИРОСКОПИЧЕСКОГО ЭФФЕКТА
Предъявляемое изобретение (способ и устройство) относится к системам управления и предназначено для увеличения устойчивости и маневренности беспилотных летательных аппаратов (БЛА), и может быть использовано для управления и коррекции различных динамических объектов, в том числе, и малогабаритных спутников.
Все самолеты в пространстве маневрируют управляющими поверхностями за счет создания аэродинамических моментов. Для обеспечения максимального момента управления управляющие поверхности располагаются, по мере возможности, на максимально отдаленных расстояниях от центра масс самолетов. Управляющими поверхностями (киль, стабилизатор, рули направления и высоты, элероны, предкрылки, спойлера) осуществляются угловые стабилизации воздушных судов (ВС) и создаются аэродинамические моменты. Летательные аппараты определенных конструкций могут маневрировать по двум осям одной управляющей поверхностью, например, элевоны (комбинация руля высоты и элеронов), руль V- образного оперения (функции рулей направления и высоты), дифференциальный стабилизатор [1]. При проектировании БЛА и ВС безопасность полетов и быстрота маневрирования, устойчивость и управляемость считаются основными задачами.
В зависимости от технической задачи, для увеличения маневренности БЛА известно использование различных конструкций, основанных на аэродинамических способах [2] .
Во многих конструкциях БЛА, состоящих из планера и силовой установки (авиационный двигатель и винт) с горизонтальным взлетом и посадкой (ГВП), винтовой двигатель, создающий тягу, находится за центром массы. Выделенные курсивом - признаки, присущие предмету заявляемого изобретения. Если винт вращается по часовой стрелке, то на БЛА действует равный по величине и противоположный по направлению левый кренящий момент; если винт вращается против часовой стрелки, то на БЛА действует равный по величине и противоположный по направлению правый кренящий момент реакции винта. При малой скорости БЛА и больших оборотах винта кренящий момент реакции винта достигает максимального значения. Кроме этого, если у БЛА винт вращается по часовой стрелке и установлен спереди от центра масс, то при правом вираже, созданный гироскопический момент отклоняет БЛА вниз, а при левом вираже гироскопический момент отклоняет БЛА вверх. При расположении винта в хвостовой части гироскопический момент отклоняет БЛА в противоположную сторону.
Если винт вращается против часовой стрелки и установлен спереди от центра масс при правом вираже, созданный гироскопический момент отклоняет БЛА вверх, а при левом вираже гироскопический момент отклоняет БЛА вниз. При расположении винта в хвостовой части гироскопический момент отклоняет БЛА в противоположную сторону. При кабрировании или пикировании гироскопические моменты создают нежелательные моменты рыскания БЛА влево или вправо [1]. В условиях взлета или посадки с боковым ветром на БЛА ГВП действуют гироскопические моменты винта, отклоняющие траектории полетов вверх или вниз, вследствие чего может произойти опасный аварийный режим. Недостатком известного способа и устройства является то, что БЛА, осуществляющие полеты в условиях ветра при низких значениях скоростей, на малых и больших высотах (близких к практическому статическому потолку полета) не обеспечены достаточной устойчивостью полета.
Известен малогабаритный летательный аппарат с самостабилизирующимися аэродинамическими поверхностями, состоящий из фюзеляжа, аэродинамических поверхностей, с возможностью вращения относительно продольной оси летательного аппарата и хвостового оперения, предназначенного для осуществления стабилизации малогабаритного летательного аппарата в плоскости траектории и управления при полете по баллистической траектории, основанный на аэродинамическом способе управления [3]. Выделенные курсивом - признаки, присущие предмету заявляемого изобретения. Недостатком известного способа и устройства является бесполезность его использования в БЛА с винтовыми двигателями, осуществляющими полеты на малых скоростях при критических режимах устойчивости. Так как при полетах, выполняемых на малых скоростях, в условиях турбулентности эффективность аэродинамических поверхностей, создающих управляющие моменты, имеет малые значения. Для предотвращения сваливания, вызванного изменением горизонтального положения БЛА, необходимо увеличить скорость полета, и при этом не следует превышать допустимую скорость, во избежание чрезмерной перегрузки.
Известен также газодинамический способ управления БЛА, выполняющим полеты в диапазоне высот 35-45км [4]. В системах ориентации больших космических аппаратов (КА) применяется газодинамический способ, включающий в себя двигатель коррекции траектории и системы микродвигателей стабилизации, каждая из которых состоит из 4-х двигателей стабилизации КА в канале крена и 4-х двигателей стабилизации в каналах тангажа и рыскания. Выделенные курсивом - признаки, присущие предмету заявляемого изобретения. Кратковременный режим работы и невозможность применения на малогабаритных БЛА ГВП являются недостатками известногоспособа; избыточность конструктивных элементов и массогабаритных показателей являются недостатками известного устройства.
Известны силовые гироскопические комплексы (СГК), создающие гироскопические моменты в системах стабилизации и ориентации тяжелых и средних КА. СГК создают управляющие моменты в режимах стабилизации и программных поворотов КА относительно опорной системы координат [5]. Выделенные курсивом - признаки, присущие предмету заявляемого изобретения. Невозможность применения на малогабаритных БЛА ГВП является недостатком известного способа; избыточность конструктивных элементов и массогабаритных показателей являются недостатками известного устройства.
Наиболее близким по технической сущности кзаявляемому объекту (способ) является способ использования гироскопического момента для управления летательным аппаратом (транспортным средством) [6]. Создание гироскопического момента, являющегося основой способа, осуществляется с помощью нескольких гироскопов. Гироскопический момент возникает, когда на ось гироскопа начинает действовать сила, стремящаяся привести ее в движение, т.е. создающая вращающий момент относительно центра подвеса. Под действием этого вращающего момента возникают силы Кориолиса, поэтому конец оси гироскопа будет отклоняться не в сторону действия силы, а в направлении, перпендикулярном к этой силе и в результате гироскоп начнет вращаться вокруг оси с постоянной угловой скоростью. Выделенные курсивом - признаки, присущие предмету заявляемого изобретения. Не учет направления вращения винта на малогабаритных БЛА ГВП и, вследствие этого, невыполнение компенсации момента реакции и гироскопического момента винта при эволюциях БЛА являются недостатком известного способа.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту (устройство) является устройство управления летательным аппаратом (транспортным средством) [6]. Устройство позволяет технически осуществить способ использования гироскопического момента для управления летательным аппаратом (транспортным средством) и содержит корпус, центральную ось со штангами, гироскопы с системами крепления к штангам. Система крепления содержит раму, систему крепления, наклона и поворота рамы, держатель гироскопа. Корпус и центральная ось закреплены через систему дополнительного момента. Выделенные курсивом - признаки, присущие предмету заявляемого изобретения. Наличие дополнительного второго гироскопа для нейтрализации возникающего моментов инерции и реакции (момента обратного действия) при раскручивании гироскопа (ротора) или его торможении, относительно большие массогабаритные показатели, избыточное время запуска и торможения гироскопов из-за больших моментов инерции гироскопов являются недостатками устройства.
Задачей предлагаемого изобретения является уменьшение чувствительности БЛА к влиянию ветра и турбулентности без увеличения скорости полета, а также повышение устойчивости и одновременно маневренности .
Технический результат достигается тем, что гироскоп устанавливается относительно центра тяжести БЛА напротив винта (при заднем расположении винта гироскоп устанавливается в передней части), вращение ротора гироскопа направлено против вращения винта (ось вращения ротора гироскопа и винта находятся на одной прямой); устройство, обладающее высоким кинетическим моментом, становится менее чувствительным к влиянию ветра и турбулентности, увеличивается устойчивость полета; для изменения траектории полета ось вращения ротора гироскопа поворачивается с помощью электрических двигателей (двигатели стабилизации и моментов) и редукторов, находящихся на осях вращения поворотных рам таким образом, чтобы направления созданных гироскопических моментов совпадали с направлением поворота БЛА. Совпадение направлений гироскопических моментов с моментами рулей высоты и направления способствует увеличению маневренности и уменьшению времени переходного режима пилотирования БЛА. Стабилизация и изменение углового положения крена БЛА вокруг продольной оси осуществляется увеличением или уменьшением скорости вращения ротора (момента реакции) гироскопа с регулируемым инерционным моментом.
Преимуществами способа и устройства повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов гироскопическим эффектом следует считать:
1 . Увеличение диапазона режимов полета, ограниченного низкой эффективностью аэродинамических рулей, при полетах БЛА на малых скоростях, в условиях ветра, турбулентности и высотах, близких к практическому потолку;
2. Увеличение быстроты маневрирования БЛА;
3. Уменьшение чувствительности к влиянию ветра и повышение устойчивости траектории движения (необходимые при аэрофотосъемке), уменьшение амплитуды и времени переходного режима пилотирования БЛА способствуют полету с экономным расходом топлива.
Способ повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов с применением гироскопического эффекта, заключающийся в использовании гироскопического момента, показан на схеме (фиг.1). Схема состоит из корпуса гироскопа 1 , фюзеляжа 2, ротора гироскопа 3, внутренней рамы гироскопа 4, внешней рамы гироскопа 5, электрических двигателей 6, редукторов 7, руля направления 8 и руля высоты 9, создающих аэродинамические моменты, элеронов 10. К аэродинамическим моментам добавляются дополнительно созданные гироскопические моменты. Корпус гироскопа 1 жестко соединен в точке А фюзеляжа 2 на одной линии с осью винта. Напротив винта в подвижной (вверх или вниз) внутренней раме 4 установлен вращающийся с большой скоростью ротор гироскопа 3. Внутренняя рама устанавливается во внешней раме 5. Эта рама может поворачиваться влево или вправо и устанавливается в корпусе гироскопа. На внешней раме установлен электрический двигатель 6 (двигатель стабилизации и момента) и редуктор 7, поворачивающая ось вращения внутренней рамы. Например, если ротор гироскопа вращается по часовой стрелке (против направления вращения винта), то при отклонении внутренней рамы электрическим двигателем и редуктором вверх, созданный гироскопический момент отклоняет БЛА вправо, а при отклонении внутренней рамы вниз отклоняет БЛА влево, что способствует увеличению эффективности руля направления 8, особенно на малых скоростях полета и в критических режимах устойчивости. Установленный в корпусе гироскопа электрический двигатель 6 (двигатель стабилизации и момента), редуктор 7 и поворачивающаяся ось вращения внешней рамы обеспечивают стабилизацию и момент управления тангажом БЛА. Например, если ротор гироскопа вращается по часовой стрелке (против направления вращения винта), то при отклонении внешней рамы электрическим двигателем и редуктором влево, созданный гироскопический момент отклоняет БЛА вверх, а при отклонении внешней рамы вправо отклоняет БЛА вниз, что способствует увеличению эффективности руля высоты 9, особенно на малых скоростях полета и в критических режимах устойчивости. Если направления вращения ротора и винта противоположны, а моменты инерции ротора гироскопа и винта равны, и при этом положения элеронов нейтральны, то БЛА не кренится. Для стабилизации траектории полета БЛА по крену и создания кренящего момента, за счет увеличения (по часовой стрелке) скорости вращения ротора гироскопа с регулируемым инерционным моментом БЛА кренится влево, а за счет уменьшения скорости вращения ротора БЛА кренится вправо. Таким образом, достигается улучшение эффективностей элеронов 10, особенно на малых скоростях полета и в критических режимах устойчивости. На схеме (фиг.2) показаны направления созданных управляющих гироскопических моментов (если винт установлен в хвостовой части, а гироскоп в носовой части), изменением плоскости вращения ротора гироскопа. При отклонении ротора гироскопа (фиг.2а) вправо, гироскопический момент создает пикирующий момент БЛА. При отклонении ротора гироскопа (фиг.2б) влево, гироскопический момент создает кабрирующий момент БЛА. При отклонении ротора гироскопа (фиг.2в) вниз, гироскопический момент отклоняет БЛА влево. При отклонении ротора гироскопа (фиг.2г) вверх, гироскопический момент отклоняет БЛА вправо. Эти управляющие гироскопические моменты добавляются к аэродинамическим моментам рулей направления 8 и высоты 9 и способствуют увеличению быстроты маневрирования БЛА.
На схеме (фиг.З) изображено устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов с применением гироскопического эффекта, на базе гироскопа с регулируемым инерционным моментом ротора.
Устройство состоит из оси 11, внутреннего диска 12, направляющих трубок 13, пружин 14, тяжелых шариков 15, регулировочных винтов 16 и внешнего диска 17. Установленный на оси ротор состоит из внутреннего диска 12, направляющих трубок 13, внутри которых находятся пружины 14, способствующие увеличению динамичности ротора, перемещающиеся в зависимости от управляемого числа оборотов оси, подвижных шариков 15 и предназначенных для балансировки ротора регулировочных винтов 16. Направляющие трубки вдоль радиуса закреплены на внешнем диске 17. Ось ротора вращается с помощью двигателя с регулируемым числом оборотов (на схеме не изображено). Регулировочными винтами также можно выполнить наладку момента инерции ротора. При запуске ротора гироскопа с регулируемым инерционным моментом, из-за расположения тяжелых шариков массой т вблизи радиуса /?„ минимальное значение момента инерции J (J = тЯА) способствует увеличению разгона ротора, т.е. уменьшается время запуска ротора гироскопа. С увеличением оборотов ротора гироскопа под действием центробежных сил, тяжелые шарики, изготовленные из тантала или из тяжелых сплавов стали, преодолевая силу упругости пружин, перемещаются к внешнему диску, увеличивая момент инерции ротора. Одновременно, с увеличением оборотов ротора, увеличение массы во внешнем диске увеличивает нарастание момента реакции ротора. С увеличением момента инерции, в зависимости от оборотов ротора увеличивается его кинетический момент, при этом можно получить большой управляющий гироскопический момент ротора гироскопа (создается электрическими двигателями 6 и редукторами 7). При максимальном значении оборотов ротора, из- за расположения шариков около внешнего диска, управляющий гироскопический момент и момент обратной реакции ротора имеют максимальные значения (V = mRj), что важно на малых скоростях полета и критических режимах устойчивости БЛА [7]. С уменьшением оборотов ротора, сила упругости пружины, преобладая над центробежной силой, способствует перемещению шариков к центру ротора. В результате этого, уменьшается момент инерции ротора, который вызывает быстрое торможение ротора. Быстрый разгон и быстрое торможение ротора позволяют управлять противодействующим по направлению моментом реакции ротора, что используется при управлении БЛА по крену вокруг оси X. Таким образом, повышение устойчивости и стабилизация траектории полета, а также быстрое маневрирование БЛА относительно осей X, У, 1 осуществляются одним гироскопическим устройством с регулируемым моментом инерции.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1 . Principles of Flight. JAA ATPL. Theoretical knowledge manual. Oxford
Aviation, Frankfurt, Germany, 2001. p.366, p.561.
2. Unmanned aircraft systems. UAVS design, development and deployment. Reg Austin. 2010 John Wiley & Sons Ltd, United Kingdom, p. 34-37, figure 3.7.
3. Patent: RU 2489313. МПК: B64C 5/00, F42B 10/62. Борисенко А.Б., Лазаренков СМ., Никитенко А.В. Малогабаритный летательный аппарат с самостабилизирующимися аэродинамическими поверхностями. 10.08.2013, Бюл. J42 22.
4. Лебедев А.А., Чернобровкин Л. С. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. Учебное пособие для вузов. М. Машиностроение, 1973. стр. 44-47.
ортовые системы управления космическими аппаратами. Учебное пособие. Бровкин А.Г., Бурдыгов Б. Г., Гордийко СВ. и др. Под редакцией Сырова А.С. М. МАИ, 2010. стр. 80-98.
Patent: RU 2495789. МПК: В64С 17/06. Тарасов А.А. Способ использования гироскопического момента для управления летательным аппаратом (транспортным средством) и устройство управления летательным аппаратом. 20.10.2013, Бюл. N° 29.
урс физики. Учебное пособие для вузов. Трофимова Т.И. 11 -е издание. М. Академия. 2006. стр. 34-35.

Claims

ФОРМУЛА
1 . Способ повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов с применением гироскопического эффекта, заключающийся в использовании гироскопического момента, состоит из корпуса, гироскопа, рамы, системы наклона и поворота рам (внутренняя и внешняя рамы, двигатели стабилизации и моментов), отличающийся тем, что стабилизация и управление БЛА относительно осей X, У, Ъ осуществляются одним гироскопом, вращение ротора гироскопа направлена против вращения винта ЛА, стабилизация и управление БЛА относительно продольной оси (по крену) выполняется созданием дополнительного момента реакции, за счет увеличения или уменьшения скорости вращения ротора гироскопа с регулируемым инерционным моментом.
2. Устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов с применением гироскопического эффекта, работа которого осуществляется с применением способа по п.1 и использовании ротора гироскопа с регулируемым инерционным моментом, состоящее из дискового ротора, отличающийся тем, что направляющие трубки соединяющие крайние положения диска с осью вращения, находящиеся в направляющих трубках подвижные шарики, пружины, регулировочные винты установлены в плоскости вращения ротора, которые в свою очередь повышением или уменьшением скорости вращения ротора (время пуска, набора скорости и торможения ротора гироскопа уменьшаются) способствуют увеличению динамичности гироскопа.
ю
PCT/AZ2016/000003 2015-02-23 2016-02-23 Способ и устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов (бла) с применением гироскопического эффекта WO2017020097A2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/551,037 US10737770B2 (en) 2015-02-23 2016-02-23 Method and device for increasing the stability and maneuverability of unmanned aerial vehicles (UAV) using a gyroscopic effect

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
AZA20150022 2015-02-23
AZA20150022 2015-02-23

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2017020097A2 true WO2017020097A2 (ru) 2017-02-09
WO2017020097A3 WO2017020097A3 (ru) 2017-03-23

Family

ID=57942183

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/AZ2016/000003 WO2017020097A2 (ru) 2015-02-23 2016-02-23 Способ и устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов (бла) с применением гироскопического эффекта

Country Status (2)

Country Link
US (1) US10737770B2 (ru)
WO (1) WO2017020097A2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2018134909A (ja) * 2017-02-20 2018-08-30 株式会社菊池製作所 無人航空機
CN114735218A (zh) * 2022-04-12 2022-07-12 江苏信博建设项目管理有限公司 一种基于无人机的三维地形测绘装置

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108502155A (zh) * 2018-05-22 2018-09-07 张立强 垂直起降式飞行器和飞行汽车
CN110877751B (zh) * 2019-12-04 2021-04-30 哈尔滨工业大学 基于矢量投影的大型高速回转装备转动惯量堆叠方法
USD951847S1 (en) * 2020-05-15 2022-05-17 Darold B Cummings Aircraft
IT202100022661A1 (it) * 2021-09-01 2023-03-01 Marco Quiriconi Albero motore ad inerzia variabile
CN115328185B (zh) * 2022-08-30 2023-05-30 北京京航计算通讯研究所 一种飞行器非线性非定常气动载荷修正系统

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2084826C1 (ru) 1992-04-13 1997-07-20 Олег Петрович Домашкевич Гироскопическо-центробежное устройство
US5437420A (en) * 1993-07-16 1995-08-01 Hughes Aircraft Company High torque double gimbal control moment gyro
US5628267A (en) * 1993-11-01 1997-05-13 Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha Oscillation suppression device and ship provided with the same
US5890441A (en) * 1995-09-07 1999-04-06 Swinson Johnny Horizontal and vertical take off and landing unmanned aerial vehicle
US6039290A (en) * 1998-03-16 2000-03-21 Honeywell Inc. Robust singularity avoidance in satellite attitude control
IL141628A0 (en) * 1998-08-27 2002-03-10 Bostan Nicolae Gyrostabilized self-propelled aircraft
US6419190B1 (en) * 2000-10-10 2002-07-16 Gino Francis Nguegang Airborne cleaning and painting robot
US6729580B2 (en) * 2001-04-05 2004-05-04 Northrop Grumman Corporation Method and system for directing an object using gyroscopes
ES2188404B1 (es) 2001-10-17 2004-10-16 Ingenieria, Diseño Y Analisis, S.L. Actuador giroscopico.
US6973847B2 (en) * 2003-06-04 2005-12-13 Gearloose Engineering, Inc. Gyroscopic roll stabilizer for boats
US7240630B2 (en) * 2003-10-08 2007-07-10 Marine Motion Control, Llc Gyrostabilizer for small boats
US8561944B2 (en) * 2010-06-17 2013-10-22 Lockheed Martin Corporation System and method for desaturation of a control moment gyroscope
US8561937B2 (en) * 2010-10-17 2013-10-22 Hosein Goodarzi Unmanned aerial vehicle
IL217501A (en) * 2012-01-12 2017-09-28 Israel Aerospace Ind Ltd A method and system for maneuvering aircraft
US9518821B2 (en) * 2012-08-02 2016-12-13 Benjamin Malay Vehicle control system
US9499263B2 (en) * 2013-03-14 2016-11-22 Curtis Youngblood Multi-rotor aircraft
US9199729B1 (en) * 2014-05-08 2015-12-01 Hirobo Co., Ltd. Coaxial counter-rotating unmanned helicopter
US9501061B2 (en) * 2015-02-24 2016-11-22 Qualcomm Incorporated Near-flight testing maneuvers for autonomous aircraft
JP6382131B2 (ja) * 2015-02-27 2018-08-29 株式会社日立製作所 小型飛翔体
KR101767943B1 (ko) * 2015-05-08 2017-08-17 광주과학기술원 추력의 방향 설정이 가능한 멀티로터 타입의 무인 비행체
EP3347269B1 (en) * 2015-09-11 2019-07-31 Northrop Grumman Systems Corporation Vertical takeoff and landing (vtol) unmanned aerial vehicle (uav)
US10414488B2 (en) * 2016-09-09 2019-09-17 Wing Aviation Llc Methods and systems for damping oscillations of a payload
EP3306344A1 (en) * 2016-10-07 2018-04-11 Leica Geosystems AG Flying sensor

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2018134909A (ja) * 2017-02-20 2018-08-30 株式会社菊池製作所 無人航空機
CN114735218A (zh) * 2022-04-12 2022-07-12 江苏信博建设项目管理有限公司 一种基于无人机的三维地形测绘装置
CN114735218B (zh) * 2022-04-12 2023-04-14 江苏信博建设项目管理有限公司 一种基于无人机的三维地形测绘装置

Also Published As

Publication number Publication date
WO2017020097A3 (ru) 2017-03-23
US20180029695A1 (en) 2018-02-01
US10737770B2 (en) 2020-08-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2017020097A2 (ru) Способ и устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов (бла) с применением гироскопического эффекта
US11433999B2 (en) Vehicle capable of taking off and landing vertically and operating in water, land, air and submarine environments
EP3188966B1 (en) Tilt winged multi rotor
US11305873B2 (en) Air, sea and underwater tilt tri-rotor UAV capable of performing vertical take-off and landing
US10287013B2 (en) Vertical takeoff and landing (VTOL) unmanned aerial vehicle (UAV)
US7520466B2 (en) Gyro-stabilized air vehicle
US5289994A (en) Equipment carrying remote controlled aircraft
US11485477B2 (en) Flying apparatus
JP7443365B2 (ja) 分離した自由度を有する航空機
WO2014193693A1 (en) Zero transition vertical take-off and landing aircraft
CN113154955B (zh) 一种自旋稳定的火箭分离体残骸落区精准控制系统及方法
JP2010254264A (ja) Ｔｉｌｔ翼機構による垂直離発着無人航空機
AU2015271710A1 (en) Fixed rotor thrust vectoring
CN104691748A (zh) 炮射无人直升机及其展开方法
WO2007108794A1 (en) Gyro-stabilized air vehicle
US8104707B1 (en) X-vane configuration in a ducted-fan aerial vehicle
JP2009234551A (ja) 主翼取り付け角変更装置を備えた垂直離着陸航空機
US10908618B2 (en) Rotor control law for multi-rotor vehicles systems and methods
EA030859B1 (ru) Способ и устройство повышения стабилизации и маневренности беспилотных летательных аппаратов (бла) с применением гироскопического эффекта
US20190193840A1 (en) Optimally Stabilized Multi Rotor Aircraft
CN113306710B (zh) 一种管式发射复合翼无人机及实现横滚动作的方法
JP2024021118A (ja) 垂直離着陸飛行体
RU2679691C1 (ru) Система управления объектом в пространстве
KR101827759B1 (ko) 고기동 자세제어수단을 갖는 무인비행체
WO2023012714A1 (en) Method of and control system for increasing the efficiency of an aerial vehicle

Legal Events

Date Code Title Description
NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 16831991

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2