Minął już trzeci rok wojny  na  Ukrainie i końca nie widać,  Rosja nie odpuszcza i  pomimo dużych strat atakuje Ukrainę na froncie o długości przekraczającej 1200km.  Właściwie ta wojna trwa już czwarty rok, czyli prawie tyle co  II WŚ  w  wydaniu rosyjskim (od 21.06.1941- do 8.05.1945). Z niepokojących  informacji prasowych wynika że Rosja zamiast przygotowywać się do pokoju kontynuuje szkolenie specjalistów wojskowych na coraz większą skalę, przekształca szkoły i infrastrukturę przemysłową oraz integruje militaryzację dzieci z wojskowym programami nauczania. W tym celu Moskwa planuje wyszkolić więcej operatorów dronów szturmowych w ciągu najbliższych pięciu lat niż obecnie ma żołnierzy piechoty.  https://www.forbes.com/sites/davidhambling/2025/01/08/russian-schoolchildren-are-learning-to-fight-the-next-drone-war/

Rosyjscy uczniowie uczą się budować  i  latać dronami w odpowiedzi na dekret wydany przez Putina w 2023 r.: „W pełni popieram propozycje naszych firm, aby dzieci mogły uczyć się obsługi, montażu i projektowania dronów w szkole” — powiedział Putin, cytowany przez państwowe media TASS. Putin wspomniał o znaczeniu przemysłu dronów dla Rosji, ale nie jest to najważniejszy czynnik. „W tym szkoleniu i edukacji prawdopodobnie najważniejszy jest aspekt wojskowy” — powiedział mi Samuel Bendett, ekspert ds. rosyjskich dronów i doradca think tanków CNA i CNAS. W szkołach obecnie naucza się nowego programu nauczania, a do użytku szkolnego wprowadzana jest nowa gama dronów szturmowych, które maja zapewnić przewagę  Rosji w kolejnej wojnie.

Rewolucja dronowa na współczesnym polu walki polu rozpoczęła się jako pochodna rozwoju zastosowania dronów w różnych dziedzinach współczesnego życia. Nie wdając się w historie rozwoju autonomicznych aparatów latających, trzeba odnotować start techniki dronowej na rok 2013, kiedy to chińska firma technologiczna DJI, wypuściła drona Phantom, niezwykle popularnego, przyjaznego konsumentom UAV, który zrewolucjonizował rynek dronów.  Łatwość użytkowania, przystępność cenowa i zaawansowane funkcje Phantoma sprawiają, że jest on popularnym wyborem zarówno dla hobbystów, jak i profesjonalistów. Teraz te drony i podobne modele konsumenckie można zobaczyć wszędzie — używane do wszystkiego, od blogów podróżniczych po oferty nieruchomości i nie tylko. Tak było w czasach pokoju a dzisiaj podczas wojny na Ukrainie UAV stanowią nowy rodzaj uzbrojenia, bardzo efektywnego i śmiercionośnego.

Przegląd patentowy konstrukcji dronów UAV rozpoczyna pierwszy patent firmy  DJI Technology Co.Ltd, Shenzhen, który powielany wielokrotnie w różnych wersjach DJI Phantom, rozpoczął podbój światowego rynku dronów.

US9016617Hit Unmanned aerial vehicle and operations thereof,  DJI Technology Co.Ltd,  Shenzhen, Wang et al.  Data patentu:  28.04.2015. Przedmiotem wynalazku są bezzałogowe statki powietrzne, które  mogą obejmować bezzałogowe statki powietrzne różnych typów, rozmiarów, kształtów i konfiguracji. Na przykład bezzałogowe statki powietrzne mogą obejmować wielowirnikowe statki powietrzne, takie jak śmigłowce, quadrocoptery, heksakoptery, oktokoptery i tym podobne. Ponadto opisane w niniejszym dokumencie bezzałogowe statki powietrzne mogą być wykorzystywane w szerokiej gamie zastosowań, w tym, ale nie wyłącznie, w teledetekcji, nadzorze lotniczym, eksploracji i produkcji ropy naftowej, gazu i minerałów, transporcie, badaniach naukowych, fotografii lotniczej lub wideografii, kartografii, raportowaniu katastrof, poszukiwaniach i ratownictwie, kartografii, patrolowaniu linii energetycznych, raportowaniu i/lub przewidywaniu pogody, wykrywaniu i raportowaniu ruchu drogowego.

FIG.1 ilustruje wielowirnikowy bezzałogowy statek powietrzny (UAV) bez łopat wirnika, zgodnie z jednym z przykładów wykonania.  FIG.2 ilustruje widok z góry wielowirnikowego bezzałogowego statku powietrznego z FIG.1 bez górnej części obudowy, aby pokazać elementy wewnętrzne, zgodnie z jednym z przykładów wykonania.  FIG.3 ilustruje inny widok wielowirnikowego bezzałogowego statku powietrznego z FIG.1, zgodnie z jednym z przykładów wykonania. FIG.4 ilustruje elementy podporowe wielowirnikowego bezzałogowego statku powietrznego (UAV) zgodnie z jednym z przykładów wykonania.  FIG.5 ilustruje bezzałogowy statek powietrzny z elementem przedłużającym do mocowania czujnika, zgodnie z jednym z przykładów wykonania.  FIG.6a-c ilustrują bezzałogowe statki powietrzne z elementami przedłużającymi do mocowania czujników, zgodnie z niektórymi przykładami wykonania.  FIG.7a-c ilustrują przykładowe bezzałogowe statki powietrzne, w których czujnik jest umieszczony na wewnętrznej lub zewnętrznej powierzchni korpusu bezzałogowego statku powietrznego, zgodnie z niektórymi wariantami wykonania. FIG.8a-b ilustruje więcej przykładów, w których czujnik jest umieszczony na wewnętrznej lub zewnętrznej powierzchni korpusu bezzałogowego statku powietrznego, zgodnie z niektórymi wariantami wykonania.

FIG.1 ilustruje wielowirnikowy bezzałogowy statek powietrzny (UAV) bez łopat wirnika, zgodnie z przykładem wykonania. Jak zilustrowano, UAV obejmuje pustą część korpusu 10, która obejmuje powierzchnię zewnętrzną i powierzchnię wewnętrzną. Wewnętrzna powierzchnia części korpusu otacza wnękę (pokazaną jako 13 na FIG.2) wewnątrz części korpusu. Jak zostanie omówione bardziej szczegółowo w związku z FIG. 2 , jeden lub więcej komponentów elektrycznych dostosowanych do sterowania różnymi aspektami działania UAV może być rozmieszczonych wewnątrz wnęki. Takie komponenty elektryczne mogą obejmować źródło energii (np. akumulator), moduł sterowania lotem lub nawigacyjny, moduł GPS (np. odbiorniki GPS lub transceivery), moduł jednostki pomiaru bezwładności (IMU), moduł komunikacyjny (np. bezprzewodowy transceiver), moduł elektronicznej kontroli prędkości (ESC) dostosowany do sterowania siłownikiem (np. silnikiem elektrycznym), takim jak silnik elektryczny używany do uruchamiania łopatki wirnika lub skrzydła wirnika UAV, okablowanie elektryczne i złącza itp. W niektórych wykonaniach niektóre komponenty elektryczne mogą być umieszczone na zintegrowanej jednostce elektrycznej, takiej jak płytka drukowana lub moduł. Jedna lub więcej jednostek elektrycznych może być umieszczona wewnątrz wnęki. Podczas użytkowania komponenty elektryczne omówione w niniejszym dokumencie mogą powodować zakłócenia (np. zakłócenia elektromagnetyczne) innych komponentów (np. magnetometru) UAV. W niektórych wykonaniach zakłócenia mogą być spowodowane przez materiał żelazny lub statyczne źródła magnetyzmu. Na przykład komponenty elektryczne mogą obejmować magnesy, które generują pola magnetyczne, powodując w ten sposób zakłócenia magnetyczne.

Jak zilustrowano na FIG.1, część korpusu 10 UAV obejmuje centralny element obudowy 11 i jeden lub więcej elementów obudowy odgałęzień 12. Wewnętrzna powierzchnia centralnego elementu obudowy może tworzyć centralną wnękę (pokazaną jako 113 na FIG.2 ). Każdy z elementów obudowy odgałęzień 12, w kształcie pustego ramienia lub dowolnego innego odpowiedniego kształtu, może tworzyć wnękę odgałęzień (pokazaną jako 123 na FIG. 2). Gdy centralny element obudowy jest połączony z jednym lub więcej elementów obudowy odgałęzień, centralna wnęka i jedna lub więcej wnęk odgałęzień mogą łącznie tworzyć jedną zunifikowaną wnękę (pokazaną jako 13 na FIG.2 ).

Elementy obudowy rozgałęzionej 12 mogą być połączone z centralnym elementem obudowy 11 w układzie „X” lub w kształcie gwiazdy. W szczególności centralny element obudowy 11 może być umieszczony w środku układu w kształcie X lub gwiazdy, podczas gdy elementy obudowy rozgałęzionej 12 mogą być rozmieszczone wokół centralnego elementu obudowy 11 , w sposób symetryczny lub asymetryczny.  W typowym wariancie wykonania liczba elementów obudowy rozgałęzień 12 jest równa liczbie wirników lub zespołów siłowników UAV. Zespół siłowników (pokazany jako 2 na FIG.2) może obejmować skrzydło wirnika lub łopatę wirnika (pokazaną jako 21 na FIG.2 ) i siłownik (pokazany jako 22 na FIG.2), który jest używany do uruchamiania łopaty wirnika. Na przykład czterowirnikowy quadrocopter, taki jak zilustrowany na FIG.1, może mieć cztery elementy obudowy rozgałęzień 12, z których każdy odpowiada jednemu z czterech wirników lub zespołów siłowników. W zilustrowanym wariancie wykonania UAV ma cztery gałęzie, z których każda odpowiada jednemu zespołowi siłowników 2. Oznacza to, że UAV ma cztery zespoły siłowników 2. 

Górne elementy obudowy gałęzi 121 i górny centralny element obudowy 111 tworzą górną część korpusu 15, a dolne elementy obudowy gałęzi 122 i dolny centralny element obudowy 112 tworzą dolną część korpusu (pokazaną jako 16 na FIG.3). Część korpusu 10 można uznać za połączenie górnej części korpusu 15 i dolnej części korpusu 16. Górna część korpusu 15 i dolna część korpusu 15 mogą być rozłącznie połączone, aby utworzyć część korpusu 10. Na przykład podczas montażu części korpusu 10 górna część korpusu i dolna część korpusu mogą być rozłącznie połączone za pomocą elementów mocujących, takich jak śruba, śruba, klamra, zacisk, zapięcie, zatrzask, hak, gwóźdź, kołek, pasek, kabel lub tym podobne. Takie rozłączalne połączenie można wykorzystać w celu ułatwienia konserwacji UAV.  Gdy wymagana jest konserwacja, górna część korpusu może zostać oddzielona od dolnej części korpusu, aby umożliwić bezpośrednią obserwację i konserwację wewnętrznych komponentów części korpusu. W innym wariancie wykonania górna część korpusu i dolna część korpusu mogą być zespawane lub w inny sposób trwale połączone.

Jak zilustrowano na FIG.1, UAV może opcjonalnie zawierać jeden lub więcej elementów podporowych 4, które są przymocowane lub mogą być przymocowane do części korpusu 10.  Elementy podporowe 4  mogą być używane do podtrzymywania w całości lub w części ciężaru UAV, gdy  UAV nie znajduje się w powietrzu. Przykład elementu podporowego może obejmować stojak do lądowania, który ułatwia lądowanie UAV oraz może być również używany do podtrzymywania czujnika, który jest podatny na zakłócenia ze strony podzespołów elektrycznych UAV.

 FIG.2 ilustruje widok z góry wielowirnikowego UAV z FIG.1 bez górnej części obudowy, aby pokazać wewnętrzne komponenty, zgodnie z jednym z przykładów wykonania. Jak omówiono powyżej, aby uniknąć lub zmniejszyć zakłócenia czujników podatnych na zakłócenia lub wrażliwych na zakłócenia, takich jak magnetometry (np. kompas), jeden lub więcej generujących zakłócenia elektrycznych komponentów UAV może być umieszczonych oddzielnie od czujników podatnych na zakłócenia. W jednym z przykładów wykonania komponenty elektryczne są rozmieszczone wewnątrz wnęki 13  utworzonej przez wewnętrzną powierzchnię obudowy UAV, jak omówiono w związku z FIG.1 , podczas gdy czujnik jest umieszczony na zewnątrz obudowy.  Ponadto obudowa może zapewnić ochronę komponentów elektrycznych i zwiększyć wytrzymałość i sztywność UAV, dzięki czemu jest on dobrze przystosowany do transportu i przechowywania. W innym przykładzie wykonania czujnik jest również umieszczony wewnątrz obudowy, ale oddzielnie od komponentów elektrycznych.

 W różnych wariantach wykonania jeden lub więcej komponentów elektrycznych może być dostosowanych do sterowania różnymi aspektami działania UAV. Takie komponenty elektryczne mogą obejmować źródło energii (np. akumulator), moduł sterowania lotem lub nawigacyjny, moduł GPS (np. odbiorniki GPS lub transceivery), moduł jednostki pomiaru bezwładności (IMU), moduł komunikacyjny (np. bezprzewodowy transceiver), moduł elektronicznej kontroli prędkości (ESC-electronic speed control) dostosowany do sterowania siłownikiem (np. silnikiem elektrycznym), który jest używany do uruchamiania łopaty wirnika lub skrzydła wirnika UAV, elementy łączące skonfigurowane do elektrycznego łączenia komponentów elektrycznych (takich jak okablowanie elektryczne i złącza)  i  tym podobne. W różnych wariantach wykonania niektóre lub wszystkie komponenty elektryczne UAV mogą być umieszczone wewnątrz obudowy.

Na przykład, jak pokazano na FIG.2, moduł obwodów 3 może zawierać główny moduł sterowania lotem 33, który zawiera jeden lub większą liczbę procesorów (takich jak zaimplementowane przez programowalną macierz bramek (FPGA)) do sterowania kluczowymi operacjami UAV.  Jako inny przykład, ten sam lub inny moduł obwodów może również zawierać moduł  IMU do pomiaru prędkości, orientacji i/lub sił grawitacyjnych UAV. Moduł IMU może zawierać jeden lub większą liczbę akcelerometrów i/lub żyroskopów. Jako inny przykład, ten sam lub inny moduł obwodów może również zawierać moduł komunikacyjny 31 do zdalnej komunikacji z urządzeniem zdalnego sterowania. Na przykład, moduł komunikacyjny może zawierać bezprzewodowy (np. radiowy) transceiver.  Moduł komunikacyjny 31 może być wyposażony w przycisk lub przyciski 311 i odpowiadającą im lampkę kontrolną 312 , które są oddalone od przycisków kodowych. Przyciski i lampka kontrolna mogą być używane do ułatwiania komunikacji między UAV a urządzeniem zdalnego sterowania. Na przykład przyciski mogą być używane do regulacji kanału częstotliwości używanego przez UAV, a lampka kontrolna może być używana do wskazywania powodzenia i/lub niepowodzenia ustanowienia kanału komunikacyjnego między UAV a urządzeniem zdalnego sterowania.

  Moduł sterowania lotem 33 jest zazwyczaj kluczowym komponentem lub „mózgiem” UAV. Na przykład moduł sterowania lotem 33 może być skonfigurowany do szacowania bieżącej prędkości, orientacji i/lub położenia UAV na podstawie danych uzyskanych z czujników wizualnych (np. kamer), IMU- (inertial measurement unit), odbiornika GPS i/lub innych czujników, wykonywania planowania ścieżki, dostarczania sygnałów sterujących do siłowników w celu wdrożenia sterowania nawigacyjnego i tym podobnych. Jako inny przykład, moduł sterowania lotem może być skonfigurowany do wydawania sygnałów sterujących w celu dostosowania stanu UAV na podstawie zdalnie odebranych sygnałów sterujących.

Tradycyjnie odbiornik GPS jest zwykle umieszczony w tym samym miejscu co magnetometr. Jednak gdy odbiornik GPS i magnetometr są umieszczone blisko innych elementów elektrycznych, działanie magnetometru może być zakłócane przez zakłócenia z innych elementów elektrycznych. W niektórych wykonaniach działanie magnetometru może być również zakłócane przez zakłócenia z odbiornika GPS. Dlatego w preferowanym wykonaniu niniejszego wynalazku odbiornik GPS jest oddzielony od magnetometru, tak że odbiornik GPS jest umieszczony wewnątrz obudowy UAV, a magnetometr jest umieszczony na zewnątrz obudowy. W alternatywnych wykonaniach odbiornik GPS i magnetometr mogą być umieszczone wewnątrz lub na zewnątrz obudowy, ale istnieje minimalna odległość między odbiornikiem GPS, a magnetometrem. W jednym z wykonań taka minimalna odległość wynosi około 3 centymetry (3 cm). W innych wykonaniach minimalna odległość może być mniejsza lub większa niż 3 cm.

Moduł ESC może być dostosowany do sterowania pracą siłownika 22.  Siłownik 22 może być częścią zespołu siłownika 2 i skonfigurowany do uruchamiania łopaty wirnika 21 UAV. W niektórych wykonaniach, moduł ESC może być elektrycznie połączony z modułem sterowania lotem 33 z jednej strony i siłownikiem 22 z drugiej strony. Moduł sterowania lotem 33 może dostarczać sygnały sterujące dla modułu ESC 34, który z kolei dostarcza sygnały siłownika do elektrycznie połączonego siłownika 22, aby uruchomić odpowiednią łopatę wirnika 21. W niektórych wykonaniach, sygnały sprzężenia zwrotnego mogą być również dostarczane przez siłownik 22 i/lub moduł ESC 34 do modułu sterowania lotem 33. W typowym wykonaniu, liczba modułów ESC jest równa liczbie siłowników wirnika UAV. Na przykład, 4-wirnikowy UAV ma cztery moduły ESC. W alternatywnym wariancie wykonania liczba modułów ESC może być inna (większa lub mniejsza) niż liczba siłowników wirnika. W niektórych wariantach wykonania moduły ESC mogą być opcjonalne. W niektórych wariantach wykonania, zamiast lub oprócz modułu ESC, można zapewnić inne typy modułów sterujących siłownikami w celu sterowania pracą siłowników.

Komora UAV obejmuje centralną komorę 113 i wiele odgałęzionych komór 123, z których każda odpowiada oddzielnemu zespołowi siłownika 2. Przykładowo  wszystkie komponenty elektryczne mogą być zlokalizowane w jednej części (np. centralnej komorze lub odgałęzionej komorze) komory, czyli  kluczowe komponenty sterujące, takie jak moduł sterowania lotem i źródło energii (np. akumulator), mogą być zlokalizowane w centralnej komorze, podczas gdy sterowane komponenty, takie jak moduły ESC i zespoły siłowników, są zlokalizowane w odpowiednich odgałęzionych komorach. Taki układ umożliwia efektywne rozmieszczenie połączeń elektrycznych pomiędzy komponentami umieszczonymi centralnie a komponentami, dla których komponenty umieszczone centralnie dostarczają zasilania i/lub sygnałów sterujących, a także ułatwia optymalizację przestrzeni i miniaturyzację bezzałogowego statku powietrznego.

Zespół siłownika 2 może obejmować siłownik 22, który jest połączony z elementami obudowy odgałęzienia 12 i łopatką wirnika 21, która jest sprzężona z siłownikiem 22. Jak zilustrowano na FIG.1, część siłownika 22 może rozciągać się przynajmniej częściowo od wnęki, aby obrotowo sprzężyć się z łopatką wirnika (pokazanym jako 21 na FIG. 2 .

Przykładowy  siłownik może mieć wał 221, który jest obrotowo przymocowywany do łopatki wirnika 21.  Siłownik 22 może obejmować silnik elektryczny, siłownik mechaniczny, siłownik hydrauliczny, siłownik pneumatyczny i tym podobne. Silniki elektryczne mogą obejmować silniki magnetyczne, elektrostatyczne lub piezoelektryczne. Na przykład w jednym z wykonań siłownik obejmuje bezszczotkowy silnik elektryczny prądu stałego. Zespół siłownika 2 może być trwale lub zdejmowalnie sprzężony z elementami obudowy odgałęzienia 12.  W niektórych wariantach wykonania bezzałogowy statek powietrzny (UAV) ma co najmniej trzy zespoły siłowników, aby zapewnić stabilność bezzałogowego statku powietrznego podczas pracy.

FIG.3 ilustruje inny widok wielowirnikowego UAV z FIG.1-2, zgodnie z jednym z przykładów wykonania. Przedstawiony UAV pokazuje umieszczenie czujnika podatnego na zakłócenia 7 (np. magnetometru) poza częścią korpusu UAV w celu zmniejszenia zakłóceń doświadczanych przez czujnik, które są spowodowane przez jeden lub więcej komponentów elektrycznych UAV,  takich jak te omówione w związku z FIG.2 .

Czujnik 7 podatny na zakłócenia może obejmować magnetometr. Magnetometry mogą obejmować skalarne i/lub wektorowe magnetometry. W jednym wariancie wykonania magnetometr obejmuje kompas. W preferowanym wariancie wykonania czujnik 7 podatny na zakłócenia obejmuje magnetometr, ale nie odbiornik GPS. W alternatywnym wariancie wykonania czujnik 7 podatny na zakłócenia obejmuje odbiornik GPS  i  magnetometr.  Należy zauważyć, że podczas gdy jeden czujnik podatny na zakłócenia jest używany w celach ilustracyjnych, UAV może przenosić więcej niż jeden czujnik podatny na zakłócenia, a opisane w niniejszym dokumencie techniki redukcji zakłóceń mogą być stosowane dla dowolnego lub wszystkich takich czujników podatnych na zakłócenia.

Jak zilustrowano na FIG.3, UAV może przenosić urządzenie ładunku 6 (np. kamerę lub kamerę wideo) za pośrednictwem nośnika 5. Nośnik 5 może być sprzężony z UAV i skonfigurowany do sprzężenia z urządzeniem ładunku 6. W różnych wariantach wykonania działanie urządzenia ładunku 6 i/lub nośnika 5 może być kontrolowane przez pokładowy moduł sterowania (np. moduł obwodu), urządzenie zdalnego sterowania lub kombinację obu.

FIG.4 ilustruje parę podstawek do lądowania, które mogą być używane do mocowania czujnika podatnego na zakłócenia, zgodnie z jednym z przykładów wykonania. Podpórki do lądowania 4 mogą być podobne do tych zilustrowanych na FIG. 3. 

FIG. 6a ilustruje widok z boku UAV pokazanego na FIG.5.  Jak pokazano, wewnętrzna powierzchnia części korpusu 602 UAV tworzy wnękę.  Komponenty elektryczne 608, 610 i 612 generujące zakłócenia mogą być umieszczone wewnątrz wnęki. Elementy elektryczne generujące zakłócenia mogą również obejmować jeden lub więcej elementów łączących 614, które elektrycznie łączą niektóre z innych komponentów elektrycznych. Elementy elektryczne generujące zakłócenia mogą obejmować dowolne z opisanych tutaj, takie jak moduł obwodu, moduł sterowania lotem, odbiornik GPS, źródło energii, moduł ESC, siłownik lub zespół siłownika i tym podobne. Należy docenić, że w różnych wykonaniach może być zapewnionych więcej lub mniej komponentów elektrycznych generujących zakłócenia niż pokazano.  Element przedłużający 604 jest przymocowany do górnej zewnętrznej powierzchni korpusu UAV i rozciąga się od wnęki. Czujnik podatny na zakłócenia 606 może być połączony (usuwalnie lub na stałe) z elementem przedłużającym 604. W typowym wariancie wykonania czujnik podatny na zakłócenia 606 jest umieszczony na części elementu przedłużającego 604, która jest oddalona od wnęki, na przykład w kierunku końca dystalnego (dalszego), który nie jest przymocowany do zewnętrznej powierzchni korpusu UAV. Ilustrowany przykład pokazuje element przedłużający przymocowany do górnej części korpusu UAV. W innych wariantach wykonania element przedłużający może być przymocowany do zewnętrznej powierzchni w innych miejscach. FIGS.6b-c ilustrują niektóre z takich wariantów wykonania.  W niektórych wariantach wykonania, takich jak zilustrowany na FIG.6b,  element przedłużający 604 może być przymocowany do dolnej części korpusu i rozciąga się od wnęki.  FIG.5-8 ilustrują przykładowe konfiguracje czujników podatnych na zakłócenia i elementów elektrycznych generujących zakłócenia, zgodnie z niektórymi wariantami wykonania.

 US10099783 ACCESSORY MOUNTING FOR ROTARY WING AIRCRAFT Tim Nilson, Data patentu: 16.10.2018. Przedmiotem patenty jest konstrukcja  wiropłata  ( bezzałogowego stateku powietrznego – UAV), a dokładniej ulepszonego mocowania akcesoriów do UAV, która umożliwia szybką zmianę akcesoriów w postaci obciążenia. Wiele UAV jest wyposażonych w akcesoria do wykrywania lub obserwacji obszaru wokół bezzałogowego statku powietrznego. Zazwyczaj bezzałogowy statek powietrzny obejmuje kamerę lotu do przekazywania informacji dotyczących kierunku lotu i charakterystyki lotu zdalnemu operatorowi. Ponadto bezzałogowy statek powietrzny może być wyposażony w inne czujniki lub akcesoria.

W wielu przypadkach pożądane jest zamontowanie kamery na gimbalu w celu wyeliminowania wpływu położenia lotu i/lub kierunku z wyjścia kamery gimbala. Ponadto wiele innych czujników można zastosować w bezzałogowym statku powietrznym w celu wykrywania środowiska w odległych miejscach niedostępnych dla konwencjonalnego wykrywania. Udoskonalone mocowanie akcesoriów jest ujawnione dla wiropłata obejmującego ramę podtrzymującą wiele napędzanych śmigieł. Nadajnik-odbiornik jest podłączony do elektronicznego sterowania lotem w celu kierowania lotem wiropłata. Rama akcesoriów odbiera ładunek akcesoriów, który ma być przenoszony przez wiropłat. Bateria jest umieszczona na ramie w celu zasilania nadajnika-odbiornika. Szybkozmienny montaż umożliwia zdejmowanie ramy akcesoriów do ramy. Najlepiej, aby bateria była ruchoma względem ramy w celu kompensacji różnych ciężarów ładunku akcesoriów przymocowanych do ramy akcesoriów w celu dostosowania środka masy do prawidłowego lotu wiropłata. Integralna waga dołączona do regulacji środka masy wspomagającej wiropłat.

FIG.1-3 ilustrują wiropłat 5 przedstawiony jako bezzałogowy wiropłat, który obejmuje ramę 10  rozciągającą się pomiędzy pierwszym i drugim końcem 1 i 12 ograniczonym przez pierwszą i drugą krawędź 13 i 14. Rama obejmuje ramę zasilania 20 przedstawioną jako dolna rama 20 i ramę nośną 30 przedstawioną jako górna rama. Chociaż rama  20 została przedstawiona jako dolna rama, a rama nośna 30 została przedstawiona jako górna rama, układ może być odwrócony, przy czym rama nośna jest dolną ramą, a rama 20 jest górną ramą. Rama zasilania 20 obejmuje dolny element ramy zasilania 21 i górny element ramy zasilania 22.  Wielość podpór ramy zasilania 23  łączy dolny element ramy zasilania 21  z górnym elementem ramy zasilania 22 w zasadniczo równoległym związku. Podpory ramy zasilania 23 są zabezpieczone dolnym i górnym gwintowanym łącznikiem 28 i 29 do dolnego elementu ramy zasilania 21 z górnym elementem ramy zasilania 22. Rama zasilania 20 rozciąga się pomiędzy pierwszym końcem 26 i drugim końcem 27.  Rama nośna 30 obejmuje dolny element ramy nośnej 31 i górny element ramy nośnej 32. Wielość podpór ramy nośnej 33 łączy ze sobą dolny element ramy nośnej 31 z górnym elementem ramy nośnej 32 w zasadniczo równoległej relacji. Wielość sprężystych sprzęgieł 40 łączy ramę zasilania 20  z ramą nośną 30. Jak opisano bardziej szczegółowo poniżej, wielość sprężystych sprzęgieł 40 izoluje ramę zasilania 20 od ramy nośnej 30. Wielość ramion 50 pokazanych jako ramiona 51 – 54 rozciąga się od ramy zasilania 20 według wzoru powszechnie określanego jako wzór ramy H.  Każde z wielości ramion 51 – 54 jest połączone z ramą zasilania 20  pomiędzy dolnym elementem ramy zasilania 21 a górnym elementem ramy zasilania 22. Najlepiej, aby wielość ramion 51 – 54 rozciągała się do ramy zasilania 20 pomiędzy dolnym elementem ramy zasilania 21  a górnym elementem ramy zasilania 22 w celu dodania stabilności strukturalnej do wielości ramion 51 – 54. Ramiona  51 – 54 podtrzymują silniki elektryczne 61 – 64 do napędzania śmigieł 66 – 69.  Silniki elektryczne 61 – 64  są indywidualnie sterowana za pomocą przewodników elektrycznych .

Aby uzyskać pełniejsze zrozumienie natury i celów wynalazku, należy zapoznać się z poniższym szczegółowym opisem w powiązaniu z załączonymi rysunkami, na których:  FIG.1 przedstawia widok izometryczny samolotu z wirującymi skrzydłami, w którym zastosowano ulepszoną ramę według niniejszego wynalazku; FIG.2 przedstawia widok z góry samolotu ze skrzydłami obrotowymi  z  FIG.1 ; gdzie FIG.3  przedstawia widok boczny FIG.2;  FIG.4 jest widokiem podobnym do FIG.1 ilustrującym ramę akcesoriów ustawioną w celu zamontowania na statku powietrznym ze skrzydłami wirującymi; FIG.5 przedstawia widok z boku ilustrujący ramę akcesoriów ustawioną w celu zamontowania jej na statku powietrznym ze skrzydłami wirnika;  FIG.6 jest widokiem z boku podobnym do FIG.5 ilustrującym wstawianie występu rozciągającego się od ramy akcesoriów do otworu określonego w dolnym elemencie ramy;  FIG.7 jest widokiem bocznym podobnym do FIG.6 ilustrującym zakładkę rozciągającą się od ramy akcesoriów w celu zamocowania do górnego elementu ramy;  FIG.8 jest widokiem podobnym do FIG.1 ilustrującym ramę akcesoriów ustawioną w celu zamontowania na statku powietrznym ze skrzydłami wirującymi; FIG.9 przedstawia widok izometryczny drugiego przykładu wykonania wynalazku samolotu z wirującym skrzydłem wyposażonego w integralną równowagę; FIG.10 przedstawia widok z góry samolotu ze skrzydłami obrotowymi z FIG.9;  FIG.11 przedstawia widok z boku samolotu wiropłatowego zawieszonego pomiędzy kciukiem i palcem operatora; FIG.12 przedstawia widok z góry trzeciego przykładu wykonania wynalazku samolotu z wirującymi skrzydłami wyposażonego w integralną równowagę; FIG.13 przedstawia widok z boku samolotu wiropłatowego z FIG.12 zawieszonego na podporze.

Wielość sprężystych sprzęgieł 40 izoluje drgania generowane przez wielość silników elektrycznych 61 – 64  napędzających śmigła 65 – 69 obecnych w ramie napędowej 20, od komponentów elektronicznych, akcesoriów i/lub elementów obecnych w ramie nośnej 30. Redukcja drgań w ramie nośnej 30 zapewnia ulepszone działanie komponentów elektronicznych, akcesoriów i/lub ładunków w lub na ramie nośnej 30. Elektroniczne elementy sterowania  lotem 70 umożliwiające lot zdalny są  zamontowane pomiędzy dolnym elementem ramy nośnej 31 a górnym elementem ramy nośnej 32.  W tym przykładzie elektroniczne elementy lotu 70 obejmujące elektroniczne sterowanie lotem 71 i nadajnik/odbiornik 72 oraz opcjonalny system GPS 73. Bateria 74 jest regulowanie zamontowana pomiędzy dolnym elementem ramy nośnej 31 a górnym elementem ramy nośnej 32.  Bateria 74 jest zabezpieczona wewnątrz ramy nośnej 20 za pomocą odpowiednich środków, takich jak pas napinający 75.

Kamera lotnicza 77 jest zamontowana do dolnego elementu ramy nośnej 31 na pierwszym końcu 1 ramy 10, w celu pokazania rzeczywistego kierunku lotu i położenia wiropłata 5. Kamera lotnicza 77 umożliwia operatorowi wizualne określenie kierunku lotu i położenia w celu zdalnego pilotowania wiropłata 5. Zestaw anten 78 jest zamontowany na górnym elemencie ramy nośnej 32. Zestaw anten 78 jest podłączony do elektronicznego sterowania lotem 71 i transceivera 72 oraz opcjonalnego systemu GPS 73 i kamery lotniczej 77 w celu komunikacji ze zdalną stacją operatora (nie pokazano) w celu pilotowania wiropłata 5 i w celu wymiany informacji między wiropłatem 5 a zdalną stacją operatora. Akcesorium 80 może być zamontowane wewnątrz lub na zewnątrz ramy nośnej 30. W przykładzie akcesorium 80 jest pokazane jako gimbal 81 podtrzymujący kamerę wysokiej  rozdzielczości 82  zamontowany z przodu ramy nośnej 30.  Alternatywnie, akcesorium 80 może obejmować czujnik do wykrywania warunków wokół wiropłata 5.  Przykłady takich czujników obejmują, ale nie ograniczają się do czujników pogodowych, czujników gazu, czujników promieniowania, czujników audio, czujników ruchu i tym podobnych. Akcesorium 80 jest podłączone do transceivera 72 i układu anten 78 w celu wymiany danych z akcesorium 80 do zdalnej stacji operatora (nie pokazano).

 FIGS.4-7 ilustrują instalację ramy akcesoriów 150 na pierwszym końcu 11 wiropłata 5.  Rama akcesoriów  150   obejmuje pierwszą i drugą ramę akcesoriów 151 i 152.  Druga rama akcesoriów 152 jest przymocowana  do  pierwszej ramy akcesoriów 151 i prostopadle do niej. Pierwsza rama akcesoriów 151  jest dostosowana do przyjmowania ładunku akcesoriów 155 .

FIGS. 4 i 5 ilustrują obciążenie akcesoriów 155 jako gimbal 81 podtrzymujący kamerę wysokiej rozdzielczości 82. Pierwsza rama akcesoriów 151 jest pokazana jako płaska płyta do montażu gimbala 81 za pomocą konwencjonalnych środków. Druga rama akcesoriów 152 jest pokazana jako płaska płyta zamontowana prostopadle do pierwszej ramy akcesoriów 151 za pomocą konwencjonalnych środków.

FIG.6 ilustruje występ 164 rozciągający się od pierwszej ramy pomocniczej 151 ramy pomocniczej 150, wkładany do otworu 165 określonego w dolnym elemencie ramy 31 ramy nośnej 30.  FIG.7 ilustruje obrót ramki akcesoriów 150 wokół występu 164 w celu ustawienia wypustek 167  rozciągających się od pierwszej ramki akcesoriów 151 ramki akcesoriów 150 w sąsiedztwie podpór ramki nośnej  33 zlokalizowanych na pierwszym końcu 36 ramki nośnej 30. Dwa górne gwintowane zapięcia 168 górnego gwintowanego zapięcia 39 są dokręcane w celu zabezpieczenia wielu wypustek 167 do górnego elementu ramki 32. Ramkę akcesoriów 150 można szybko usunąć, poluzowując dwa górne gwintowane zapięcia 168 i obracając ramkę akcesoriów 150 wokół występu 164  i  usuwając występ 164 z otworu 165 . Dodanie ramy akcesoriów 150 , w tym akcesoriów 80, do pierwszego końca 36 ramy nośnej 30 zmienia środek masy (M) wiropłata 5. Jak najlepiej pokazano na FIG.1-3, akumulator 74 jest ruchomy względem drugiego końca 37 ramy nośnej 30 w celu kompensacji różnych ciężarów ładunku akcesoriów 151 zamocowanego do ramy akcesoriów 150. Akumulator 74 jest ruchomy wzdłużnie wzdłuż drugiego końca 37 ramy nośnej 30 w celu przywrócenia środka masy (M) wiropłata 5 do właściwego położenia, aby zapewnić właściwe charakterystyki lotu wiropłata 5. Po właściwym ustawieniu akumulatora 74 w celu zrównoważenia ładunku akcesoriów 151  zamocowanego do ramy akcesoriów 150, położenie akumulatora 74 jest zabezpieczone paskiem 75 .

PL_228725 Urządzenie latające wielowirnikowe, Krzysztof Kazana, Kamil Sienkiel, Data patentu: 30.04.2018. Przedmiotem wynalazku jest urządzenie latające wielowirnikowe z rodzaju bezzałogowych aparatów powietrznych (UAV – unmanned aerial vehicle). Urządzenie przeznaczone jest do patrolowania, w szczególności obszarów leśnych i niezamieszkałych, do przenoszenia przedmiotów i przesyłek pocztowych, do prac budowlanych i montażowych; może być także wykorzystywane do celów policyjnych i wojskowych.  Znane są bezzałogowe aparaty latające składające się z gondoli, do której zamocowane są ramiona w liczbie parzystej lub nieparzystej. Na krańcach ramion osadzone są jednostki napędowe w postaci silników elektrycznych, opcjonalnie z przekładniami. Silniki napędzają śmigła wytwarzające siłę nośną. Silniki zasilane są z akumulatora. W gondoli umieszczony jest układ sterujący i układ nawigacyjny, najczęściej oparty na systemie GPS. W niektórych znanych rozwiązaniach aparaty mają składane lub odejmowalne ramiona, celem ułatwienia transportu. Występują też ramiona składane na odcinku swojej długości, pomiędzy gondolą a silnikiem.  Aparaty takie mają płozy zamocowane na kabłąkach, służące do osadzania ich podczas lądowania.  Przykładem takich urządzeń latających są obecne na rynku mikrodrony wykorzystywane do celów cywilnych i policyjnych.

Rozwiązanie według wynalazku przedstawione jest w przykładach wykonania na rysunkach, na których poszczególne figury przedstawiają: • fig.1 – urządzenie w widoku ogólnym, w perspektywie, • fig. 2 – schemat rozłożenia mas i osie urządzenia, • fig. 3 – urządzenie ze złożonymi ramionami, • fig. 4 – silnik z zamocowanym akumulatorem, • fig.5 – silnik z odłączonym akumulatorem, • fig.6 – silnik z akumulatorem zamocowanym za pomocą zatrzasku, w częściowym przekroju, • fig. 7 – silnik przed zamocowaniem akumulatora za pośrednictwem bolca, w częściowym przekroju, • fig.8 – silnik po zamocowaniu akumulatora za pośrednictwem bolca, w częściowym przekroju, • fig.9 – silnik przed zamocowaniem akumulatora za pośrednictwem kołnierza, w częściowym przekroju, • fig. 10 – silnik po zamocowaniu akumulatora za pośrednictwem kołnierza, w częściowym przekroju, • fig.11 – akumulator z kontrolerem i przewodami, w przekroju, • fig.12 – ramię przed rozłożeniem, w częściowym przekroju, • fig. 13 – ramię po rozłożeniu, w częściowym przekroju, • fig.14 – przekrój eliptyczny ramienia, • fig.15 – nogi urządzenia zamocowane do ramienia i rozkład sił przy lądowaniu.

 Celem wynalazku jest wprowadzenie aparatu latającego mającego postać multikoptera z usytuowaniem najbardziej obciążających mas – czyli akumulatorów – w optymalnej bliskiej odległości od silników napędzających śmigła, tak by siła nośna była przyłożona w punktach najbardziej obciążonych. Urządzenie według wynalazku zawiera środkowy korpus wyznaczający środkową pionową oś główną urządzenia, mocowane do korpusu symetrycznie rozmieszczone ramiona w liczbie parzystej, na których osadzone są śmigła napędzane silnikami elektrycznymi, wyznaczające pionowe osie napędu równoległe do środkowej osi głównej urządzenia, źródło prądu oraz moduł sterowania. Istota rozwiązania według wynalazku polega na tym, że środkowy korpus jest odciążony poprzez usytuowanie odpowiadającego każdemu silnikowi akumulatora na krańcu każdego ramienia zaś dodatkowe masy akumulatorów i ich elementów złącznych, rozmieszczone obwodowo na największych względem osi głównej promieniach ramion urządzenia, zwiększające moment bezwładności dźwigara w każdej osi prostopadłej do osi głównej, stanowią stabilizatory lotu urządzenia.

Każdy akumulator osadzany jest we wpustach uchwytu silnika za pośrednictwem współpracującego z wpustami wypustu blokowanego zatrzaskiem. Alternatywnie akumulator osadzany jest w uchwycie silnika za pośrednictwem bolców, z których jeden blokowany jest w otworze uchwytu poprzez docisk sprężyną obudowy akumulatora. W kolejnej odmianie akumulator osadzany jest w uchwycie silnika za pośrednictwem przesuwnych zapadek dociskanych sprężynami, blokujących kołnierz obudowy akumulatora. Ramiona są osadzone przegubowo w korpusie są składane wzdłuż osi głównej ze zwrotem obrotu przeciwnym do siły nośnej śmigieł. Składane ramiona w pozycji złożonej odchylone ku dołowi, blokowane są po rozłożeniu w korpusie za pośrednictwem rygla współpracującego z otworem ramienia. Składane ramiona w pozycji lotu dociskane są do ścian korpusu siłą nośną o zwrocie przeciwnym do zwrotu siły ciężkości. Ramiona mają przekrój eliptyczny a dłuższa tworząca elipsy usytuowana jest równolegle do osi głównej urządzenia.

Urządzenie zawiera środkowy korpus 1 wyznaczający środkową pionową oś główną A urządzenia. Do korpusu 1 mocowane są symetrycznie rozmieszczone ramiona_2, w liczbie parzystej. Na ramionach 2 osadzone są śmigła 3, wyznaczające pionowe osie napędu B równoległe do głównej osi urządzenia A.   Śmigła 3 napędzane są przez silniki elektryczne 4. Kierunki obrotu śmigieł 3 usytuowanych przeciwlegle w parach przy parzystej liczbie par są jednakowe, przy nieparzystej liczbie par są przeciwne. Silniki 4 zasilane są ze źródła prądu, który stanowią akumulatory 5. Korpus 1 urządzenia jest odciążony poprzez usytuowanie odpowiadającego każdemu silnikowi 4 akumulatora 5 na krańcu każdego ramienia 2. Każda para przeciwległych ramion 2 wyznacza dźwigar, którego środek usytuowany jest na środkowej osi głównej A urządzenia. Masy M, w postaci śmigieł 3, silników 4, akumulatorów 5 i ich elementów złącznych, rozmieszczone są zatem obwodowo na największych względem osi głównej A promieniach R ramion 2 urządzenia. Masy M zwiększają moment bezwładności dźwigara w każdej osi prostopadłej C do osi głównej A, stanowią zatem stabilizatory urządzenia. Stabilizatory urządzenia zwiększają jego odporność na silny wiatr i podmuchy, zabezpieczając przed niekontrolowanym obrotem, skrętem i upadkiem. Jednocześnie zamocowanie akumulatorów 5 bezpośrednio pod silnikami 4 skutkuje bardziej efektywnym wykorzystaniem siły nośnej wywoływanej przez śmigła 3. Zmniejszona masa korpusu 1 pozwala na zastosowanie lżejszej konstrukcji nośnej samego korpusu 1 i ramion 2.

Standardowe wyposażenie DJI Phantom 3

„Standardowa” wersja DJI Phantom 3 jest dostarczana w dużym tekturowym pudełku zawierającym następujące elementy:

• Wielowirnikowiec DJI Phantom 3
• „Inteligentny” pojemny akumulator typu Li-Pol
• Ładowarka 57W
• Uproszczony panel sterowania o promieniu komunikacji 500 metrów
• Zapasowe śmigła (4 szt.)
• Obudowa śmigła, instrukcja, koperta z naklejkami na karoserię
• Kabel USB>>Micro-USB do synchronizacji z komputerem.

Charakterystyka i wygląd

Nazwa:	DJI Phantom 3 Standard
Typ śmigłowca:	RTF, quadrocopter z czterema wirnikami
Data wprowadzenia na rynek:	Sierpień 2015
Dostępne wersje:	Zaawansowany, Profesjonalny 4K, Standardowy
Waga zmontowanego „ducha”:	1216 gramów
Maksymalna prędkość lotu poziomego:	16 mil/s
Maksymalna prędkość pionowa wznoszenia:	3 mil/s
Maksymalny zakres sterowania:	500 metrów
Temperatura pracy:	0-40 °C
Dostępność systemów nawigacyjnych:	GPS
Cena w oficjalnym sklepie:	799 dolarów

Standardowa wersja Phantoma jest zasilana baterią o pojemności 4480 mAh. Mimo zmniejszenia masy, czas lotu nie uległ wydłużeniu. DJI Phantom 3 Standard nadal ma czas lotu wynoszący 23 minuty. Akumulator o wadze 365 gramów ładuje się za pomocą ładowarki o niskim poborze mocy. Niestety, ładowarka o mocy 57 W ładuje akumulator, który według producenta jest „inteligentny”, w nieco ponad godzinę. Jeśli jednak zakupisz mocniejszą ładowarkę 100 W na oficjalnej stronie internetowej, możesz skrócić czas ładowania akumulatora dzięki funkcji Intelligent Flight Batteries do godziny. Ponieważ twórcom nie udało się do tej pory rozwiązać problemu przegrzewania się akumulatora, zaleca się naturalne schłodzenie akumulatora po locie i dopiero wtedy rozpoczęcie jego ładowania. Bez wątpienia najlepszą opcją będzie zakup dodatkowej baterii. Koszt nowej baterii wynosi więc 149 dolarów, a ładowarki 85 dolarów. Trójosiowy metalowy stabilizator utrzymuje 12-megapikselowy przetwornik EXMOR firmy Sony i doskonale stabilizuje kamerę podczas podmuchów wiatru. Cechy modułu aparatu pozostają takie same: kąt widzenia 94 stopnie, matryca 1/2,8 cala, możliwość zapisywania zdjęć w formacie JPG i RAW (4000×3000 pikseli), automatyczny bracketing ekspozycji. Dostępne jest nagrywanie zarówno w trybie poklatkowym, jak i w jakości UltraHD (2,7K). Kamera w modelu Standard jest więc czymś pomiędzy, bo wersja Advanced potrafi nagrywać wideo wyłącznie w rozdzielczości Full HD, podczas gdy ten sam moduł kamery w modelu Pro nagrywa wideo w rozdzielczości 4K. Możliwe jest nagrywanie filmów na kartach pamięci w formacie SDHX i MicroSD, a także transmisja strumieniowa wideo w rozdzielczości HD na smartfon połączony przez Wi-Fi z panelem sterowania.

Dronmanual

DJI PHANTOM 3 ADVANCED – Wrażenia z latania dużym dronem od DJI. https://youtu.be/0qqw6wRL6mM