Мультикоптер с двухъярусным расположением винтомоторных групп

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям многовинтовых летательных аппаратов с вертикальным взлетом и посадкой. Мультикоптер с двухъярусным расположением винтомоторных групп содержит фюзеляж, посадочное шасси, систему обеспечения электроэнергией, винтомоторные группы с контроллерами, полетный контроллер, систему датчиков для мониторинга и управления полетом, авионику и парашют. Винтомоторные группы расположены в двух параллельных плоскостях, горизонтальных при вертикальном взлете, находящихся выше и ниже фюзеляжа и образующих верхний и нижний ярусы. В каждом ярусе находится не менее трех винтомоторных групп, размещенных в вершинах плоских многоугольников, геометрические центры которых лежат на одной вертикальной оси, причем на той же оси между ярусами находится центр масс летательного аппарата. Обеспечивается оптимальное соотношение устойчивости и маневренности мультикоптера. 12 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к авиационной технике, конкретно к многовинтовым винтокрылым летательным аппаратам с вертикальным взлетом и посадкой, а именно, к мультикоптерам с двухъярусным расположение винтомоторных групп, в которых винтомоторные группы, образующих верхний и нижний ярусы, находятся в вершинах плоских многоугольников, лежащих в двух параллельных горизонтальных при взлете плоскостях выше и ниже фюзеляжа летательного аппарата.

В изобретении заявляется конструкция мультикоптера, обеспечивающая повышение надежности, стабильности и управляемости полетом в результате достижения оптимального соотношения устойчивости и маневренности мультикоптера за счет обеспечения устойчивости летательного аппарата винтомоторными группами верхнего яруса и маневренности - винтомоторными группами нижнего яруса.

Предшествующий уровень техники

Идею изобретения можно наглядно пояснить на основе сопоставления двух вариантов персональных ЛА мультикоптерного типа.

Известна конструкция персонального ЛА US 10710718 (Фиг. la), включающего в себя жесткую раму с несущими винтами, создающими подъемную силу и тягу в полете, на которой стоит пилот, управляющий вектором тяги и, соответственно, направлением полета, изменением наклона и поворота своего тела. Центр тяжести такого ЛА, состоящего из рамы с несущими винтами и стоящего на ней пилота, расположен выше плоскости несущих винтов. Пилот, управляя полетом, постоянно находится в положении неустойчивого равновесия, что обеспечивает повышенную маневренность мультикоптера, но низкую устойчивость.

Известна также конструкция персонального ЛА US 10901433 (Фиг. 1b), в котором пилот стоит на «нефиксированной» платформе, расположенной ниже рамы с несущими винтами, и управляет полетом, изменяя с помощью специальных механизмов наклоном платформы относительно несущих винтов, постоянно находясь в положении устойчивого равновесия. Управление полетом требует в этом случае больших энергетических затрат, чем в предыдущем варианте ЛА. Центр тяжести данного мультикоптера с пилотом находится ниже плоскости несущих винтов, что обеспечивает повышенную устойчивость, но снижает маневренность ЛА.

Можно предположить, что объединение представленных выше конструкций в одном мультикоптере позволит достичь оптимального соотношения между устойчивостью и маневренностью ЛА.

С одной стороны, известны конструкции мультикоптеров, в которых фюзеляж расположен ниже рамы с несущими винтами. Примерами реализации таких конструкций являются Волокоптер US 10752372 (Фиг. 2а), мультикоптеры Airbus US 10737766 (Фиг. 2b), мультикоптеры компании FLYON Aerosystems US2020/0055594. Верхнее расположение несущих винтов обеспечивает полет ЛА в условиях устойчивого равновесия при низкой маневренности.

Была предложена конструкция воздушной аэродинамической платформы РФ 195928, предназначенная для длительного барражирования в ограниченных пределах заданного района. Корпус платформы и центр тяжести всего ЛА расположены ниже несущих винтов. Низкое расположение корпуса обусловлено тем, что платформа должна быть устойчива и не предназначена для резкого маневрирования.

Известен способ повышения маневренности тяжелых мультикоптеров с центром масс находящимся ниже несущих винтов за счет разделения ЛА на две части - легкую жесткую раму с несущими винтами и массивный корпус ЛА с пассажирами и/или полезным грузом, который связан с рамой шарнирными, пружинными или иными нежесткими соединениями. Управление мультикоптером осуществляется через легкую раму с несущими винтами, путем изменения скорости вращения винтов. Инерционный корпус ЛА «самоустанавливается» относительно управляемой рамы через связывающие их нежесткие соединения с некоторым запаздыванием. Повышение маневренности мультикоптера такой конструкции достигается за счет того, что масса управляемой части ЛА существенно меньше его полной массы.

Описанный выше способ реализован в патенте РФ 2724403 (Фиг. 2с), в котором предложен мультикоптер, состоящий из рамы с несущими винтами и находящегося под ней тяжелого корпуса, соединенных через шарнирное соединение и линейные тяги. Шарнирное соединение позволяет управлять полетом мультикоптера, меняя положение только легкой рамы с несущими винтами, а не всего ЛА, что повышает маневренность ЛА. Недостатком конструкции является то, что самоустановка корпуса относительно рамы с несущими винтами посредством тяг требует дополнительной затраты энергии на удержание рамы с несущими винтами в заданном положении, о чем в патенте не умалчивается.

С другой стороны, известны конструкции мультикоптеров, в которых несущие винты расположены под фюзеляжем, например, мультикоптер EHANG, заявленный в патентах US D785541 (Фиг. 3а), US 20170183088 и др., и мультикоптеры компании AFS-DV VTOL Technologies US 10577091 (Фиг. 3b). Нижнее расположение несущих винтов повышает маневренность мультикоптеров, но, при этом, ЛА находятся в условиях неустойчивого равновесия.

Способом снижения неустойчивости мультикоптеров с верхним расположением фюзеляжа является смещение центра масс ЛА вниз. В патенте US D809992 предложен предельный вариант реализации этого способа - мультикоптер, центр масс которого находится между верхними и нижними винтами винтомоторных пар (Фиг. 3с).

Ограничением этого варианта является возможность его применения только для малых дронов. Однако патент US D809992 можно рассматривать как прототип заявляемого нами изобретения.

Следует отметить также существование мультикоптеров с наклоняемыми крыльями, предназначенных для полетов с большими скоростями и на большие расстояния.

Известны конструкции мультикоптеров с крыльями, на передних кромках которых установлены несущие винты. При взлете, плоскости крыльев находятся в вертикальном положении, а винты создают подъемную силу. В полете, плоскости крыльев переводятся в горизонтальное положение (с учетом угла атаки) и обеспечивают подъемную силу, а винты создают маршевую тягу. Такая концепция реализована в разных конструкциях, например, в ЛА компании А^∧3 Airbus US 2019/0291863 (Фиг. 4а), а также мультикоптерах компаний W1SK AERO US 10562620 (Фиг. 4b) и NEOPTERA US 20200317332 (Фиг. 4с). Достоинством конструкций таких мультикоптеров-конвертопланов является сочетание возможностей вертикального взлета и высокой скорости в круизном полете, а существенным недостатком - неустойчивость в режимах поворота винтомоторных групп при переходах из вертикального полета с удержанием летательного аппарата тягой пропеллеров в горизонтальный полет с удержанием летательного аппарата подъемной силой крыла и обратно.

В US 20200317332 переднее и заднее крылья с закрепленными на них винтами жестко соединены в тандем двумя одинаковыми s-образными балками, между которыми помещен фюзелюж ЛА. Фюзеляж находится между нижними передними и верхними задними крыльями и сохраняет горизонтальное положение при взлете, крейсерском полете и посадке ЛА, за счет соответствующего поворота вокруг него тандема крыльев. Такая конструкция обеспечивает возможность вертикального взлета, перехода в горизонтальный полет и обратного перехода из горизонтального полета к вертикальной посадке. Ниже показано, что существенным недостатком таких конструкций является анизотропия свойств устойчивости ЛА, при которой устойчивость ЛА различна в разных направлениях, что приводит к сложности управления и низкой надежности ЛА.

Из теории следует, что стабильность и управляемость полета мультикоптера определяется пространственным распределением массы и расположением несущих винтов относительно центра масс и моментов инерции (Introduction to Multicopter Design and Control/ Q. Quan/ Springer, 2017, pp. 385; Multicopter Design and Control Practice/ Q. Quan, et al., Springer, 2017, pp. 407).

С учетом этого, моделируются и разрабатываются различные экспериментальные модели всенаправленных мультикоптеров, в которых оптимальное сочетание маневренности, устойчивости и возможности движения в любом заданном направлении достигается выбором соответствующего пространственного расположения роторов относительно массы ЛА и возможностью независимого изменения плоскости вращения каждого ротора.

Описание концепции таких всенаправленных мультикоптеров дается, в частности, в статьях: [1] Design, Modeling and Control of an Omni-Directional Aerial Vehicle/ D. Brescianini, et al., 2016 IEEE International Conference on Robotics and Automation (ICRA) Stockholm, Sweden, May 16-21, 2016; [2] Design, Modeling and Control of Omni-Directional Aerial Robot/ S. Park, et al., 2016 IEEE/RSJ International Conference on Intelligent Robots and Systems (IROS), Daejeon, Korea, October 9-14, 2016; [3] ODAR: Aerial Manipulation Platform Enabling Omni-Directional Wrench Generation/ S. Park, et al., IEEE/ASME TRANSACTIONS ON MECHATRONICS, 1083-4435,2018.

Основная цель заявляемого изобретения сводится к созданию конструкции мультикоптера, обеспечивающей одновременно высокие показатели устойчивости и маневренности мультикоптера.

Краткое описание чертежей

Фиг. 1. Известные конструкции персональных летательных аппаратов - квадрокоптеров с положением пилота (а) выше и (b) ниже плоскости вращения несущих винтов.

Фиг. 2. Известные конструкции мультикоптеров с расположением несущих винтов выше фюзеляжа.

Фиг. 3. Известные конструкции мультикоптеров с расположением несущих винтов ниже (а, b) фюзеляжа или на одном уровне с фюзеляжем (с).

Фиг. 4. Известные конструкции мультикоптеров с поворотными крыльями (передние внизу, задние - вверху) и, соответственно, с диагональным расположением винтов.

Фиг. 5. Условные изображения известных типов квадрокоптеров (верхний ряд), с расположением центра масс: а) ниже несущих винтов; б) выше несущих винтов; в) на середине диагонали между верхним и нижним несущими винтами; а также октокоптера с двумя ярусами несущих винтов (нижний ряд), с расположением центра масс: г) на середине расстояния между ярусами; д) на 3/4 расстояния между ярусами от плоскости нижних винтов и е) на 1/4 расстояния между ярусами от плоскости нижних винтов.

Фиг. 6. Изменение угла наклона в плоскости тангажа и поведение квадрокоптера при воздействии тестового импульса (кратковременного изменения скоростей задних винтов) при следующих положениях центра масс: а) ниже несущих винтов (устойчивое равновесие); б) в плоскости несущих винтов (безразличное равновесие); в) выше несущих винтов (неустойчивое равновесие). Красными стрелками отмечены вектора силы тяги воздушных винтов. Стрелки большей длины соответствуют увеличению частоты вращения винтов во время действия тестового импульса.

Фиг. 7. Изменение угла наклона в плоскости тангажа и поведение двухъярусного октокоптера при воздействии тестового импульса (кратковременного изменения скоростей задних винтов) при следующих положениях центра масс: а) на 1/4 расстояния от нижнего яруса несущих винтов (устойчивое равновесие); б) на середине расстояния между ярусами винтов (безразличное равновесие); в) на 3/4 расстояния от нижнего яруса винтов (неустойчивое равновесие).

Фиг. 8. Таблица оценок маневренности квадрокоптеров с различным расположением несущих винтов относительно центра масс и двухъярусного октокоптера с различным расположением центра масс относительно несущих винтов верхнего и нижнего ярусов. Варианты 3 и 4 соответствуют квадрокоптеру с диагональным расположением винтов (вариант (в) на Фиг. 5, мультикоптеры на Фиг. 4a, b).

Фиг. 9. Гексакоптер с двухъярусным расположением винтомоторных групп: а) вид в изометрической проекции, б) вид сверху.

Фиг. 10. Октокоптер с двухъярусным расположением винтомоторных групп: а) вид в изометрической проекции, б) вид сверху, в) вид сбоку. На выноске г) луч для крепления винтомоторных группы верхнего яруса, направленный под углом вверх.

Фиг. 11. Октокоптер с двухъярусным расположением винтомоторных групп: а) с аэродинамическими кольцами на винтах нижнего яруса; б) с парами противоположно вращающихся винтов в винтомоторных группах.

Фиг. 12. Мультикоптер с двухъярусным расположением 12 винтомоторных групп и разным числом винтомоторных групп в верхнем (4) и нижнем (8) ярусах: а) вид в изометрической проекции, б) вид сверху.

Раскрытие сущности изобретения

Технической задачей изобретения является создание мультикоптеров, конструкция которых способна обеспечить оптимальное соотношение устойчивости и маневренности.

Решение технической задачи состоит в создании конструкции мультикоптера с винтомоторными группами, расположенными в двух параллельных плоскостях, горизонтальных при взлете, находящихся выше (верхний ярус) и ниже (нижний ярус) корпуса (фюзеляжа) мультикоптера, при том, что в каждом ярусе содержится не менее трех винтомоторных групп, не лежащих на одной прямой линии. Винтомоторные группы в каждом ярусе образуют плоские многоугольники, в вершинах которых они находятся.

Винтомоторные группы верхнего яруса предназначены для повышения стабильности полета за счет удержания летательного аппарата в состоянии устойчивого равновесия, а винтомоторные группы нижнего уровня - для повышения маневренности за счет управления летательным аппаратом в состоянии неустойчивого равновесия.

Верхние и нижние винтомоторные группы должны быть взаимно расположены таким образом, чтобы при горизонтальном положении ярусов, геометрические центры плоских многоугольников, образованных винтомоторными группами верхнего и нижнего ярусов, лежали на одной вертикальной оси.

При этом должно соблюдаться условие центровки, при котором центр масс летательного аппарата с грузом и пассажирами должен лежать на вертикальной оси, соединяющей геометрические центры плоских многоугольников, образованных винтомоторными группами верхнего и нижнего ярусов.

Вертикальное смещение центра масс вниз, в сторону нижнего яруса, приводит к повышению устойчивости и снижению маневренности летательного аппарата, а вверх, в сторону верхнего яруса - к обратному соотношению - снижению устойчивости, но повышению маневренности. Это позволяет оптимизировать условия полета и достигать требуемых летных качеств мультикоптера с двухъярусным расположением винтомоторных групп.

Возникающее при неравномерной загрузке летательного аппарата горизонтальное смещение центра масс от вертикальной линии, соединяющей геометрические центры многоугольников, образованных винтомоторными группами верхнего и нижнего уровней, приводит к повышенному расходу электроэнергии для создания дополнительной тяги на части винтомоторных групп для удержания ярусов в горизонтальном положении. По этой причине обеспечение равномерного расположения груза при загрузке, не приводящее к смешению исходного горизонтального положения центра масс летательного аппарата, является необходимым условием предотвращения дополнительных энергетических потерь, расходуемых на выравнивание неравномерно загруженного летательного аппарата в полете.

Технический результат изобретения заключается в создании мультикоптеров, в которых обеспечивается достижение оптимального соотношения устойчивости и маневренности ЛА.

В отличие от аналога US 20200317332, в данном изобретении винтомоторные группы в верхнем и нижнем ярусах расположены не вдоль прямых линий, а в вершинах плоских многоугольников, геометрические центры которых и центр масс летательного аппарата лежат на одной оси. Именно это конструктивное отличие обеспечивает достижение описанного выше технического результата. В конструкции US 20200317332, находящиеся вверху линейно расположенные винтомоторные группы не обеспечивают стабильности полета за счет устойчивого равновесия, а находящиеся внизу - не повышают маневренности.

Математическое моделирование

Ниже приведены результаты численного моделирования устойчивости и маневренности мультикоптеров с различным взаимным расположением центра масс и винтов. Условные изображения анализируемых вариантов приведены на Фиг. 5.

Рассмотрены следующие варианты мультикоптеров:

модель 1: квадрокоптер, центр масс которого расположен выше плоскости винтов (верхний ярус);

модель 2: квадрокоптер, центр масс которого расположен ниже плоскости винтов (нижний ярус);

модель 3: квадрокоптер, центр масс которого расположен в плоскости винтов (средний ярус);

модель 4: квадрокоптер, центр масс которого расположен между верхним и нижним ярусами, в которых расположены по два винта - в нижнем ярусе спереди, а в верхнем ярусе - сзади центра масс;

модель 5: октокоптер, центр масс которого расположен между верхним и нижним ярусами расположения винтов (по четыре винта на каждом ярусе).

Последняя модель соответствует одной из возможных реализаций заявляемого двухъярусного мультикоптера, а именно, двухъярусного октокоптера, и рассматривается для трех вариантов положения центра масс - на высоте 1/4; 1/2; и 3/4 расстояния между ярусами.

Стабильность и маневренность мультикоптера качественно оценивались по отклику мультикоптера, находящегося в режиме висения, на кратковременное (в течение действия тестового импульса) повышение скорости вращения двух соседних винтов.

Стабильность оценивалась по характеру изменения угла наклона ЛА в плоскости тангажа и поведению мультикоптера в результате импульсного изменения частоты вращения пары соседних винтов.

Маневренность качественно оценивалась по средней за время воздействия тестового импульса скорости изменения угла наклона мультикоптера в плоскости тангажа. Большая угловая скорость соответствовала большей маневренности.

Как известно, определение положения и скорости мультикоптера является задачей Коши. Система уравнений, решение которых определяет координаты и скорости мультикоптера, включает в себя 4 уравнения:

- кинематическое уравнение поступательного движения,

- кинематическое уравнение вращательного движения,

- уравнение динамики поступательного движения и

- уравнение динамики вращательного движения.

[4] Stevens, Brian, and Frank Lewis, Aircraft Control and Simulation, Second Edition, John Wiley & Sons, 2003.

[5] Zipfel, Peter H., Modeling and Simulation of Aerospace Vehicle Dynamics. Second Edition, AIAA Education Series, 2007.

Движение мультикоптера рассматривается как минимум в двух системах координат: в системе координат, связанной с землей (далее все величины в этой системе координат имеют индекс «е») и системой координат, связанной с центром масс мультикоптера.

Предполагается, что в начальный момент времени оси систем отчета совпадают. Ось z в системе координат, связанной с землей, направляют либо вверх, либо вниз (например, в рассматриваемом случае она направлена вниз), а остальные оси выбирают исходя из симметрии летательного аппарата.

В случае неизменной массы ЛА, уравнение динамики поступательного движения в системе координат, связанной с землей, записывается в виде:

где - скорость, - масса, - равнодействующая сил, действующих в локальной системе координат.

Можно также записать уравнение динамики в системе отчета, связанной с ЛА:

где - ускорение, - масса, - скорость - равнодействующая сил, действующих в локальной системе координат, - угловая скорость.

В случае неизменного тензора момента инерции в системе координат, связанной с ЛА (мультикоптером), уравнение динамики вращательного движения имеет вид:

где - суммарный момент сил в системе координат, связанной с

мультикоптером, - тензор момента инерции.

Кинематическое уравнение поступательного движения устанавливает связь между координатой и скоростью в виде:

где - координата.

При стандартном подходе для описания вращений в качестве координат используются углы поворота вокруг осей X, Y, Z. В рассматриваемом случае используется порядок вращений ZYX, который определяет матрицу преобразования координат.

Уравнение, связывающее углы и угловые скорости, имеет вид:

Равнодействующая сил представляет собой сумму четырех (для квадрокоптера) и восьми для (для октокоптера) сил тяги и такого же количества сил сопротивления, а также силы тяжести.

Силы тяги и сопротивления приложены к точкам, в которых расположены центры масс винтов. Сила сопротивления пропорциональна скорости в системе отчета соответствующего центра масс винта и направлена противоположно ей.

Математическое моделирование на основе приведенных выше динамических уравнений позволило рассчитать временные зависимости изменения угловых и линейных координат квадрокоптеров и октокоптеров, условно обозначенных на Фиг. 5.

Описание вариантов и выводы.

На Фиг. 6 представлены временные изменения угла наклона квадрокоптера в плоскости тангажа и показаны положения квадрокоптера до, во время и после воздействия тестового импульса.

Вариант (а): воздействие тестового импульса на квадрокоптер, находящийся в режиме стационарного висения в условиях устойчивого равновесия, приводит к его наклону во время действия импульса, колебательной релаксации по окончании импульса и возвращению в исходное по углу состояние висения, но на другой высоте.

Вариант (б): воздействие тестового импульса на квадрокоптер, находящийся в режиме висения в условиях неустойчивого равновесия, приводит к его резкому повороту во время действия импульса, продолжению поворота и после окончания действия импульса до полного переворачивания и резкого падения ЛА под действием силы и тяжести и тяги воздушных винтов, направленной вниз.

Вариант (с): воздействие тестового импульса на квадрокоптер, находящийся в стационарном состоянии висения в условиях безразличного равновесия, приводит к его наклону во время действия импульса и переходу к новому стационарному положению по углу после окончания действия импульса.

На Фиг. 7 представлены временные изменения угла наклона октокоптера в плоскости тангажа и показаны положения октокоптера до, во время и после воздействия тестового импульса.

Вариант (г): воздействие тестового импульса на двухъярусный октокоптер с центром масс посередине расстояния между ярусами, находящийся в режиме стационарного висения, приводит к его наклону во время действия импульса и плавному возвращению без колебательной релаксации в исходное состояние стационарного висения на новой высоте. Двухъярусный октокоптер с таким положением центра масс по устойчивости подобен квадрокоптеру с устойчивым равновесием (вариант (а)).

Вариант (д): воздействие тестового импульса на стационарно висящий двухъярусный октокоптер с высоким положением центра масс между ярусами, приводит к его наклону во время действия импульса, который увеличивается и после воздействия до полного переворота ЛА и его резкого падения. Двухъярусный октокоптер с высоким положением центра масс по устойчивости подобен квадрокоптеру с неустойчивым равновесием (вариант (б)).

Вариант (е): воздействие тестового импульса на стационарно висящий двухъярусный октокоптер с низким положением центра масс между ярусами, приводит к его наклону во время действия импульса, который сохраняется по окончании воздействия. Двухъярусный октокоптер с низким положением центра масс по устойчивости подобен квадрокоптеру с безразличным равновесием (вариант (с)).

Из проведенного сопоставления вариантов следует, в конструкции двухъярусного октокоптера можно реализовать все виды равновесия, в зависимости от распределения массы относительно положения воздушных винтов.

Маневренности рассмотренных мультикоптеров оценивались по средней скорости изменения угла поворота ЛА в плоскости тангажа за время действия тестирующего импульса.

В таблице на Фиг. 8 приведены для сопоставления значения маневренности для квадрокоптеров с различной устойчивостью (№1-5 в таблице) и значения маневренности для двухъярусных октоптеров с различным положением центра масс относительно несущих винтов (№6-№8 в таблице).

Красным цветом обозначены те воздушные винты, частота которых повышалась при тестировании. Характеристики маневренности мультикоптеров, приведены в относительных величинах, полученных нормировкой на максимальное значение средней за период действия импульса угловой скорости, присущей квадрокоптеру с положением центра масс выше несущих винтов (вариант (б) на Фиг. 5-Фиг. 6, и №1 в таблице на Фиг. 8). Этот же мультикоптер обладает наименьшей устойчивостью из всех рассмотренных вариантов.

Наименьшей маневренностью обладает наиболее устойчивый квадрокоптер (вариант (а) на Фиг. 5-Фиг. 6 и №5 в таблице на Фиг. 8).

Данные на Фиг. 6 и Фиг. 8 подтверждают то, что устойчивые квадрокоптеры (Фиг. 5а) обладают малой маневренностью, а устойчивые квадрокоптеры ((Фиг. 5б)) - большой маневренностью, что не является оптимальным для достижения высоких полетных качеств ЛА.

Варианты №3 и №4 в таблице на Фиг. 8 относятся к одному и тому же квадрокоптеру с диагональным расположением винтов (передние - внизу, задние вверху, Фиг. 4а, b). ЛА с диагональным расположением винтов обладает анизотропией характеристик по угловым и линейным координатам и сложным поведением при воздействии тестирующего импульса, что усложняет управление полетом и снижает надежность ЛА. В частности, имеет большую маневренность по крену (№3 в таблице на Фиг. 8), чем по тангажу (№4 в таблице на Фиг. 8).

Оптимальное соотношение устойчивости и маневренности достигается у одноярусных квадрокоптеров с двойными винтами и расположением центра масс в средней плоскости между несущих винтов (реализация на Фиг. 3с; №2 в таблице на Фиг. 8), когда выполняется условие безразличного равновесия.

Такой вариант мультикоптера был выбран в качестве прототипа, однако он пригоден только для малых мультикоптеров.

В отличие от одноярусного прототипа, предлагаемый мультикоптер с двухъярусным расположением винтомоторных групп пригоден как для малых, так и для больших размеров корпуса ЛА.

Сопоставление данных на Фиг. 7 и на Фиг. 8 (№6- №8 в таблице), свидетельствуют о возможности регулировать соотношение устойчивости и маневренности в двухъярусных октокоптерах, добиваясь оптимального или иного требуемого соотношения этих параметров, определяющих качество полета. При этом, указанная регулировка требует того, чтобы центр масс находился между плоскостями верхнего и нижнего ярусов, а его проекции попадали внутрь плоских многоугольников с винтомоторными группами в вершинах.

Выводы, полученные на основании проведенного выше анализа, не ограничиваются рассмотренными для определенности октокоптерами, а относятся к двухъярусным мультикоптерам с любым числом воздушных винтов в каждом из ярусов.

Варианты осуществления изобретения.

1. Гексакоптер с двухъярусным расположением винтомоторных групп.

На Фиг. 9 представлен двухъярусный гексакоптер, дизайн которого показан в изометрической проекции.

Предлагаемый двухъярусный гексакоптер представляет собой двухместный летательный аппарат вертикального взлета и посадки с тремя винтомоторными группами в каждом ярусе. Для повышения грузоподъемности винтомоторные группы имеют спаренные винты, вращающиеся в противоположные стороны. Винтомоторные группы закреплены на концах карбоновых лучей, которые направлены относительно друг друга таким образом, чтобы площади кругов, ометаемых винтами, не перекрывались и были за пределами площади верхней проекции фюзеляжа, как показано на виде гексакоптера сверху (б).

Кабина открывается смещением всего фонаря вперед. Фонарь выполнен из прозрачного материала, чтобы не ограничивать обзор из кабины.

В задней части платформы верхнего яруса размещен спасательный парашют, автоматически срабатывающий в аварийной ситуации (крышка над парашютом обозначена концентрическими окружностями на платформе).

Фюзеляж имеет снизу амортизирующее шасси для смягчения касания твердого покрытия или грунта при посадке.

2. Октокоптер с двухъярусным расположением винтомоторных групп.

На Фиг. 10 представлен полностью реализованный вариант изобретения - двухъярусный октокоптер, дизайн которого понятен из изометрической проекции (а).

Показан двухместный октокоптер с четырьмя одиночными винтами в каждом ярусе. Винтомоторные группы закреплены на концах карбоновых лучей, которые направлены относительно друг друга таким образом, чтобы площади кругов, ометаемых винтами, не перекрывались и были за пределами площади верхней проекции фюзеляжа, как показано на виде октокоптера сверху (б).

Лучи верхнего яруса крепятся к платформе верхнего яруса позади кабины и направлены под малым углом вверх (выноска г), достаточным, чтобы обеспечить беспрепятственный подход к кабине для посадки и не мешать выходу из кабины.

Как и у представленного выше гексакоптера, кабина открывается смещением всего фонаря вперед, фонарь выполнен из прозрачного материала, чтобы не ограничивать обзор из кабины, а в задней части платформы верхнего яруса размещен спасательный парашют, автоматически срабатывающий в аварийной ситуации.

Фюзеляж имеет снизу амортизирующее шасси для смягчения касания твердого покрытия или грунта при посадке, а также для обеспечения достаточной высоты положения винтов нижнего яруса, для предотвращения касания их лопастей твердого грунта (показано на виде сбоку в).

Октокоптер с двухъярусным расположением винтомоторных групп представлен на Фиг. 10 в виде двухместного пассажирского ЛА, однако он может быть расширен на большее число пассажиров или использоваться как беспилотный грузовой ЛА.

Предусмотрено, что энергообеспечение в базовой модели осуществляется от аккумуляторных батарей или гибридного электрического генератора на основе двигателя внутреннего сгорания.

Октокоптер с двухъярусным расположением винтомоторных групп может быть реализован с аэродинамическими кольцами из карбона на винтах нижнего яруса для защиты от разрушения лопастей винтов нижнего яруса при случайном касании грунта при взлете или посадке, несмотря на наличие высокого шасси, как показано на Фиг. 11а. Профили колец определяются на основе аэродинамического расчета, чтобы добиться за счет кольца максимального прироста силы тяги винта. Использование колец выполняет две основные функции: повышение тяги при том же потреблении энергии и защиту винтов нижнего яруса от разрушения.

Также октокоптер с двухъярусным расположением винтомоторных групп может иметь пары противоположно вращающихся винтов в винтомоторных группах (Фиг. 11б).

3. Мультикоптер с двухъярусным расположением винтомоторных групп и различным числом винтомоторных групп в верхнем и нижнем ярусах.

На Фиг. 12 представлен мультикоптер с разным числом винтомоторных групп в верхнем ярусе (четыре группы) и нижнем ярусе (восемь групп). Количество винтомоторных групп увеличено для повышения грузоподъемности летательного аппарата.

Приведенные выше варианты мультикоптера с двухъярусным расположением винтомоторных групп приведены как примеры конкретной реализации, однако изобретение не ограничивается этими конкретными случаями и относится к любому, но не менее трех, количеству винтомоторных групп как в нижнем, так и в верхнем ярусах, причем число винтомоторных групп в верхнем и нижнем ярусах может быть как одинаковым, так и различным.

Мультикоптер с двухъярусным расположением винтомоторных групп, содержащий фюзеляж, посадочное шасси, систему обеспечения электроэнергией, винтомоторные группы с контроллерами, полетный контроллер, систему датчиков для мониторинга и управления полетом, авионику и парашют, отличающийся тем, что винтомоторные группы расположены в двух параллельных плоскостях, горизонтальных при вертикальном взлете, находящихся выше и ниже фюзеляжа и образующих верхний и нижний ярусы, в каждом из которых находится не менее трех винтомоторных групп, размещенных не на одной прямой, а в вершинах плоских многоугольников, геометрические центры которых лежат на одной вертикальной оси, причем на той же оси между ярусами находится центр масс летательного аппарата.