Криогенный турбоэлектрический самолет короткого взлета и посадки



Криогенный турбоэлектрический самолет короткого взлета и посадки
Криогенный турбоэлектрический самолет короткого взлета и посадки

 


Владельцы патента RU 2534676:

Дуров Дмитрий Сергеевич (RU)

Изобретение относится к области авиационной техники. Криогенный турбоэлектрический самолет короткого взлета и посадки выполнен по продольной схеме триплана с передним горизонтальным оперением, двухкилевым Н-образным оперением. Самолет содержит фюзеляж, крылья, колесное шасси, силовую установку и изменяемую в полете движительную систему с тремя разновеликими флюгерно-реверсивными винтами. Переднее горизонтальное оперение оснащено элевонами и включает консоли цельноповоротного стабилизатора, выполненные с возможностью дифференциального и синфазного поворота относительно межкилевой поперечной оси совместно с винтами от горизонтального положения вниз и вверх. Силовая установка, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, снабжена левым и правым электродвигателями, смонтированными в мотогондолах, газотурбинным двигателем, оснащенным передним выходным валом для отбора мощности на редуктор большего винта и выходным валом для отбора мощности, вращательно связанными через выходную и входную муфты сцепления соответственно с большим винтом и электродвигателем-генератором, выполненным обратимым. Изобретение направлено на увеличение взлетной горизонтальной тяговооруженности и весовой отдачи. 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных и криогенных турбоэлектрических самолетов продольной компоновки триплана и двухбалочной схемы с Н-образным оперением, на стабилизаторе которого имеются отклоняемые винты в кольцевых каналах для выполнения короткого взлета и посадки при аэродромном и палубном базировании.

Известен электросамолет проекта "ZEHST" компании "EADS", выполненный из углепластика, который содержит моноплан с низкорасположенным крылом и концевыми крылышками, двухкилевое V-образное хвостовое оперение, смонтированное совместно с кольцевым каналом, имеющим спаренные толкающие винты, вращающиеся в противоположных направлениях, фюзеляж, силовую установку, включающую два сверхпроводящих электромотора, смонтированных на конце фюзеляжа и приводящих спаренные винты, систему управления и перезаряжаемые аккумуляторные батареи, трехстоечное убирающееся колесное шасси со вспомогательной передней опорой.

Признаки совпадающие - наличие моноплана с низкорасположенным крылом и трехколесным шасси со вспомогательной передней опорой. Материалом для корпуса электросамолета проекта "ZEHST" служит углеродное волокно, благодаря чему он будет достаточно легким. Основными его преимуществами, которые будут выгодно отличать его от обычных самолетов, являются мощная аэродинамика, композитный дизайн и, конечно же, малый вес планера. Модифицированные литиево-ионные полимерные аккумуляторы электросамолета будут перезаряжаемыми. А время, необходимое для их зарядки, будет соответствовать стандартному времени дозаправки. На конце фюзеляжа совместно с кольцевым каналом смонтировано двухкилевое V-образное хвостовое оперение. Крейсерский полет обеспечивают два электромотора со спаренными толкающими винтами, вращающимися в противоположных направлениях.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что электросамолет проекта "ZEHST" со спаренными толкающими винтами в кольцевом канале на конце фюзеляжа, создающими только горизонтальную тягу как при взлетно-посадочных, так и крейсерских режимах полета, имеет сложную схему редуцирования и управления электромоторами при независимом вращении двух соосных толкающих винтов, что предопределяет возможность эксплуатации с бетонных взлетно-посадочных площадок длиной 1350 м, а также снижает стабильность управления и безопасность в случае отказа одного из электромоторов. Вторая - это то, что перезаряжаемые литиево-ионные аккумуляторные батареи электросамолета, имеющие вес (порядка 35-40%) от пустого его веса, что весьма снижает полезную нагрузку и, как следствие, уменьшает весовую отдачу. Третья - это то, что при времени полета два часа дальность действия может составить до 1500 км при высоте его полета свыше 8500 м. Следующим недостатком является также неразвитое V-образное хвостовое оперение, отсюда плохая и путевая устойчивость и, особенно, при отказе одного из электромоторов на взлетно-посадочных режимах и при недостатке горизонтальной тяги. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и веса перезаряжаемых аккумуляторов, а также повышения горизонтальной тяговооруженности и обеспечения выполнения технологии короткого взлета и посадки (КВП).

Известен электросамолет проекта "Ce-Liner" компании "Bauhaus Luftfahrt" (Германия), представляющий собой моноплан с низкорасположенным необычной формы крылом, имеющим с концевыми крылышками внешние части крыла С-образной формы, концы последних отклонены к мотогондолам, смонтированным по бокам фюзеляжа на горизонтальных пилонах и имеющим электромоторы с закрытыми тянущими винтовентиляторами, содержит в фюзеляже из углепластика систему управления и заменяемые аккумуляторные батареи, однокилевое хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной и главными опорами.

Признаки совпадающие - наличие задних мотогондол с тянущими винтовентиляторами, создающими только горизонтальную тягу, содержит систему управления, равномерно распределяющую зарядку аккумуляторов электросамолета "Ce-Liner" между двумя электромоторами с тянущими винтами, обеспечивающими скорость до 750 км/ч на высоте полета более 8500 м и при дальности полета до 1700 км, однокилевое хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой. Минимальное время подзарядки батарей будет два часа, поэтому для быстрого оборота операций батарей будет осуществляться их обмен. В этом случае 16 стандартных контейнеров LD3 с литиево-ионными аккумуляторными батареями могут быть заменены в течение 30-минутного времени обработки данных.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что заднее размещение на конце и по бокам фюзеляжа с однокилевым хвостовым оперением двух мотогондол с электромоторами и закрытыми тянущими винтовентиляторами предопределяет конструктивно сложное крыло необычной формы, выполненное в поперечной плоскости С-образной конфигурации со сложной механизацией и рулевыми поверхностями крыла - элевонами, что усложняет конструкцию и продольную управляемость; вторая - это то, что диаметры тянущих винтовентиляторов ограничены размером закапотированных кольцевых обтекателей и, это как следствие, ограничивает горизонтальную тяговооруженность; третья - это то, что заменяемые литиево-ионные аккумуляторы электросамолета Ce-Liner с пассажировместимостью 190 человек, который будет на 30 тонн тяжелее Airbus А320, это значительно снижает полезную нагрузку и, следовательно, уменьшает весовую отдачу; четвертая - это то, что взлетная тяга тянущих винтовентиляторов обеспечивается только в горизонтальном направлении, а отсутствие возможности изменения в вертикальной плоскости направления вектора тяги этих винтовентиляторов и, как следствие, возможного уменьшения посадочной скорости, обеспечиваемой при выполнении технологии КВП, этот электросамолет Ce-Liner не может, что значительно уменьшает безопасность и, в частности, создает сложность продольного и поперечного управления с крылом С-образной формы, особенно, на взлетно-посадочных режимах полета, когда у такого крыла вектор его тяги не уравновешивается. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и веса заменяемых аккумуляторных батарей, а также повышения горизонтальной тяговооруженности и выполнения технологии КВП.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является многоцелевой криогенный конвертоплан [1] (Россия), выполненный по продольной схеме триплана с передним горизонтальным оперением, двухкилевым Н-образным оперением, смонтированным к консолям низкорасположенного крыла на разнесенных балках, имеет планер из композитного углепластика с плавным сопряжением наплывов крыла и фюзеляжа, силовую установку, размещенную на кормовом пилоне, передающую мощность через главный редуктор и валы трансмиссии на винты в кольцевых каналах, расположенные в носовой и кормовой части фюзеляжа, обеспечивающие горизонтальную и соответствующим их отклонением вертикальную тягу, трехстоечное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой.

Признаки совпадающие - наличие трех несущих плоскостей продольной схемы триплана: переднее горизонтальное оперение (ПГО), стреловидное крыло, имеющее переменной стреловидности наплывы и разнесенные балки двухкилевого Н-образного оперения, консоли цельноповоротного стабилизатора (ЦПС) которого имеют винты в кольцевых каналах. Крыло с наплывами, фюзеляж и Н-образное оперение объединены в единую конструктивно-силовую трехбалочную схему, разнесенные балки которой, наряду с топливными для авиакеросина баками в крыле, снабжены для сжиженного природного газа криогенными топливными баками. Кольцевые каналы с тянущими винтами, связанными с двигателями синхронизирующим валом и расположенными в носовой части фюзеляжа и на консолях ЦПС, смонтированных по бокам кормового пилона, обеспечивают горизонтальную тягу и соответствующим их отклонением вверх на угол 90° или 35° от горизонтального положения вертикальную или наклонную тягу при выполнении вертикального взлета/посадки или технологии КВП.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первое - это то, что диаметры межкилевых тянущих винтов в поворотных кольцевых каналах ограничены высотою стоек, особенно главного шасси и как, следствие, это ограничивает взлетную тягово-оруженность и, в частности, при выполнении технологии КВП с отклоненными винтами на угол 35° при обеспечении угла опрокидывания φ=12° предопределяет удлинение высоты стоек шасси на 6-8%; вторая - это то, что силовая установка (СУ), включающая два газотурбинных двигателя (ГТД), размещенных с главным редуктором и валами трансмиссии в задней части фюзеляжа и по бокам кормового пилона, расположены от последнего к носовой части и сверху фюзеляжа. Это, тем самым, весьма увеличивает аэродинамическое сопротивление и уменьшает полезный размах ЦПС и его несущую способность, а также из-за наличия кормового пилона с главным редуктором, возможность размещения дополнительного заднего толкающего винта на конце фюзеляжа и, особенно, по оси симметрии. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса, весовой отдачи и полезной нагрузки, а также повышения горизонтальной тяговооруженности при выполнении технологии КВП.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном многоцелевом криогенном конвертоплане значительного увеличения взлетной горизонтальной тяговооруженности и повышения взлетного веса и весовой отдачи, упрощение конструкции и уменьшение массы планера за счет исключения управления креном отклонением элеронов крыла и хвостовой балки с вертикальным пилоном, главным редуктором и валами трансмиссии, улучшения поперечной и курсовой устойчивости, а также упрощения управляемости по крену и тангажу.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного многоцелевого криогенного конвертоплана, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по двухбалочной схеме с коротким фюзеляжем-гондолой и возможностью изменения движительной системы в полетной его конфигурации как с самолета с тремя разновеликими флюгерно-реверсивными винтами для взлетно-посадочных режимов полета, так и в самолет с двух- или одновинтовой движительной системой для крейсерского полета, но и обратно, для чего наряду с двумя меньшими винтами он снабжен вдоль плоскости симметрии на межкилевой поперечной оси хвостовой мотогондолой с четырехлопастным большим винтом, первые из которых имеют одинаковое направление вращения между собой и противоположное с последним, при этом с целью уменьшения потерь на балансировку при обеспечении высоких несущих свойств и меньших размерах и простой механизации несущих поверхностей с возможностью безмоментного ее выпуска/уборки упомянутое переднее горизонтальное оперение оснащено элевонами, а упомянутое крыло - межбалочными и внешними закрылками, но и для обеспечения поперечного и продольного управления балансировкой упомянутое оперение включает консоли цельно-поворотного стабилизатора с возможностью соответственно их дифференциального и синфазного поворота относительно межкилевой поперечной оси совместно с меньшими винтами от горизонтального положения вниз и вверх соответственно с 0° до -35° и с 0° до +15°, причем с целью увеличения эффективного удлинения крыла наряду с уменьшением индуктивного его сопротивления концевые части крыла, выполненные с положительным углом +12° поперечного V, имеют в плоскости отрицательной крутки концевых частей крыла законцовки с отогнутыми назад концами, нижние поверхности последних скошены под углом в 45° с плавно образованным закруглением снизу и относительно острой кромкой вверху, снижающей интенсивность вихреобразования за крылом в потоке воздуха, выходящего из под нижней поверхности крыла относительно закругленного в плане отогнутого конца его соответствующей серповидной в плане законцовки, силовая установка, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, снабжена левым и правым электродвигателями, смонтированными в соответствующих мотогондолах на ребрах жесткости соответствующих кольцевых каналах, газотурбинным двигателем, оснащенным передним выходным валом для отбора мощности на редуктор большего винта и выходным валом для отбора мощности, вращательно связанными через выходную и входную муфты сцепления соответственно с большим винтом и электродвигателем-генератором, выполненным обратимым, и имеющая систему электропривода, включающую электродвигатели и аккумуляторные перезаряжаемые батареи, при этом имеются входная и выходная электромагнитные муфты сцепления, обеспечивающие дистанционное управление сцеплением/расцеплением соответственно выходного вала редуктора большего винта с валом электродвигателя-генератора и с валом четырехлопастного толкающего большего винта.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить криогенный турбоэлектрический самолет КВП по продольной компоновке триплана, конструктивно-силовой двухбалочной схеме и концепции тандемного расположения разновеликих винтов (ТРРВ) по схеме 1+2, что создает возможность сравнительно дешево удвоить горизонтальную тяговооруженность и обеспечить преобразования его полетной конфигурации как с самолета с тремя разновеликими флюгерно-реверсивными винтами для взлетно-посадочных режимов полета, так и в самолет с двух- или одновинтовой движительной системой для крейсерского полета, но и обратно. Поскольку, аэродинамическая продольная схема триплана, включающая ПГО, стреловидное крыло, имеющее переменной стреловидности наплывы и разнесенные балки двухкилевого Н-образного оперения, консоли ЦПС которого, смонтированные на межкилевой поперечной оси, имеют толкающие меньшие винты в кольцевых каналах. При этом концевые части крыла, выполненные с положительным углом+12° поперечного V, оснащены законцовками, каждая из которых выполнена с отогнутыми назад концами, имеющими в поперечной плоскости нижнюю поверхность скошенную под углом 45° с плавными закруглениями снизу и относительно острой кромкой вверху, отталкивающей поток воздуха, выходящий в вихревом обтекании из под нижней поверхности крыла относительно закругленного конца в плане соответствующей серповидной в плане законцовки крыла. В гибридной СУ во время крейсерского полета увеличение генерирующей мощности для электропитания, когда падение зарядки литиево-ионной полимерной аккумуляторной батареи снизится до 25% от ее максимума система управления автоматически отключит выходной муфтой сцепления тянущий больший винт от его редуктора, установит его лопасти во флюгерное положение и включит ГТД хвостовой мотогондолы, который будет вращать через редуктор большего винта электродвигатель-генератор, обеспечивающий подзарядку аккумуляторов в полетной конфигурации двухвинтового самолета. Гибридная СУ, выполненная по параллельно-последовательной технологии силового привода, снабжена левой и правой межкилевыми мотогондолами с электродвигателями, смонтированными в кольцевых каналах, вращательно связанными с соответствующими меньшими винтами, но и хвостовой мотогондолой большего винта, в которой наряду с ГТД, имеющим на нижней ее части воздухозаборник и содержащим на переднем выходном валу для отбора взлетной его мощности редуктор большего винта, выходной вал последнего, вращательно связанный через выходную и входную муфты сцепления соответственно с большим винтом и электродвигателем-генератором, выполненным обратимым, и имеющая систему электропривода, включающую все электродвигатели, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электродвигатели и ГТД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов от двигателя-электрогенератора, но и совместной работы ГТД с последним, имеющим режим двигателя-электромотора, или самостоятельной его работы только на один вал большего винта, но и самостоятельной работы при распределенной передаче номинальной его мощности и на вал электродвигателя-генератора, имеющего режим электрогенератора, и на вал тянущего большего винта, устанавливаемого при расцеплении его вала с выходным валом редуктора последнего во флюгерное положение таким образом, что одна и другая пара противолежащих лопастей располагаются соответственно перпендикулярно и по средней линии консолей цельноповоротного стабилизатора. Наличие этих признаков позволит весьма снизить акустическую сигнатуру гибридной СУ и обеспечить поперечную и продольную управляемость соответственно дифференциальным и синфазным поворотом консолей ЦПС совместно с меньшими винтами в кольцевых каналах, а размещение гибридной СУ в межкилевой хвостовой части обеспечит упрощение системы управления электроприводами, но и позволит за счет выноса винтов к хвосту самолета достичь низкого уровня шума в салоне. Это также позволит повысить безопасность полетов и использовать ГТД меньших габаритов в его поперечнике, что обеспечит уменьшение миделя хвостовой мотогондолы и ширины заднего обтекателя с выхлопным патрубком. При этом два толкающих меньших винта в поворотных кольцевых каналах и его тянущий больший винт, установленный по оси симметрии в хвостовой мотогондоле, смонтированы в межкилевом пространстве Н-образного хвостового оперения, что позволит весьма уменьшить вес планера, увеличить полезную нагрузку, повысить весовую отдачу, а также транспортную и топливную эффективность.

Предлагаемое изобретение криогенного турбоэлектрического самолета (КТЭС) и варианты его использования при выполнении КВП представлены на фиг. 1 и 2.

На фиг. 1 на общем виде сбоку изображен КТЭС с ПГО и стреловидным крылом, имеющим переменной стреловидности наплывы и разнесенные балки двухкилевого Н-образного оперения, консоли ЦПС которого имеют толкающие меньшие винты в кольцевых каналах, отклоненные вниз на угол -35° в полетной конфигурации самолета с трехвинтовой движительной системой на взлетно-посадочных режимах КВП.

На фиг. 2 на общем виде сверху изображен КТЭС с ПГО и низкорасположенным крылом, имеющим переменной стреловидности наплывы и разнесенные балки двухкилевого Н-образного оперения, консоли ЦПС которого имеют толкающие меньшие винты в кольцевых каналах, создающие горизонтальную тягу в полетной конфигурации самолета с двухвинтовой движительнои системой на крейсерских режимах полета с установленным тянущим большим винтом во флюгерное положение.

Криогенный турбоэлектрический самолет КВП (и исполнения ТРРВ-Х1+2), выполненный по конструктивно-силовой двухбалочной схеме и концепции продольной схемы триплана и представленный на фиг. 1 и 2, содержит фюзеляж-гондолу 1 и низкорасположенное крыло 2, имеющее впереди его наплывы 3 с переменной стреловидностью, плавно переходящими в межбалочную часть крыла 2, объединяющую фюзеляж-гондолу 1 и крыло 2 с наплывами 3 в единую плавно образованную конструкцию (см. фиг. 2). Перед крылом 2 в носовой части 4 фюзеляжа-гондолы 1 смонтировано ПГО 6, имеющее по всему размаху элевоны 7, работающие в режиме закрылок и рулей высоты. Разнесенные балки 5 соединяют крыло 2 с двухкилевым Н-образным хвостовым оперением 8, имеющим рули направления 9. Консоли ЦПС 10 Н-образного хвостового оперения 8, смонтированные на межкилевой поперечной оси (на фиг. 1 и 2 не показаны), снабжены толкающими меньшими винтами 11 в отклоняемых кольцевых каналах 12, имеющих диапазон их поворота от -35° до +15°. Стреловидное крыло 2, оснащенное межбалочными и внешними закрылками 13, имеет концевые части 14 крыла с аэродинамическим выступом 15 по передней кромке крыла 2, выполненные с положительным углом +12° поперечного V, оснащены законцовками 16, каждая из которых выполнена с отогнутыми назад концами 17, имеющими в поперечной плоскости нижнюю поверхность, скошенную под углом 45°, с плавными закруглениями снизу и относительно острой кромкой вверху, отталкивающей поток воздуха, выходящий в вихревом обтекании из-под нижней поверхности крыла 2 относительно закругленного конца в плане соответствующей серповидной в плане его законцовки 16. Внешние части крыла 2, расположенные по внешним бортам разнесенных балок 5, выполнены отклоняющимися вверх и складывающимися для удобства размещения на палубе (ангаре) и возможности эксплуатации на авианесущих кораблях, а также на стоянке при выработке генерирующей энергии и подзарядки литиево-ионной полимерной аккумуляторной перезаряжаемой батареи (на фиг.1 и 2 не показаны).

Гибридная СУ, выполненная по параллельно-последовательной технологии силового привода, снабжена левой и правой межкилевыми мотогондолами 18 с электродвигателями, смонтированными в кольцевых каналах 12, вращательно связанными с соответствующими толкающими меньшими винтами 11 и хвостовой мотогондолой 19 тянущего большего винта 20, в которой наряду с ГТД, имеющей спереди и на нижней ее части воздухозаборник 21, содержит на переднем выходном валу ГТД для отбора взлетной его мощности редуктор большего винта 20, выходной вал последнего вращательно связан через выходную и входную муфты сцепления соответственно с большим винтом 20 и электродвигателем-генератором, выполненным обратимым. Система электропривода включает все электродвигатели, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электродвигатели и ГТД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов от электрогенератора (на фиг.1 и 2 не показаны). При этом в гибридной СУ криогенный ГТД, выполненный для отбора взлетной его мощности с передним выводов вала, установлен вдоль плоскости симметрии на межкилевой поперечной оси с максимальной простотой обслуживания и эксплуатации в хвостовой мотогондоле. Трехлопастные меньшие винты 11 в двух поворотных кольцевых каналах 12 и один четырехлопастной больший винт 19 выполнены флюгерно-реверсивными и с жестким креплением угле- и стеклопластиковых лопастей и возможностью изменения углов их установки. Поворот консолей ЦПС 10 совместно с меньшими винтами 11 в кольцевых каналах 12 осуществляется с помощью электромеханических приводов, а выпуск и уборка колесного шасси, управление элевонами 7 и закрылками 13, отклонением и складыванием внешних частей крыла 2 осуществляется также электрически (на фиг.1 и 2 не показаны). Трехопорное убирающееся колесное шасси, носовая опора с колесом 22, убирается в переднюю нишу фюзеляжа-гондолы 1, главные боковые опоры с колесами 23 - в отсеки разнесенных балок 5, снабженных снизу створками, закрывающими нишу.

Достижение реальной рентабельности и высокой топливной экономичности может включать, в частности, и использование в гибридной СУ газотурбинных двигателей криогенных модификаций, только с учетом особенностей использования сжиженного природного газа (СПГ). Следует признать, что двухбалочная аэродинамическая схема КТЭС, и предопределяет как техническую возможность, так и простоту конструктивного совмещения с криогенными топливными баками. Такие конвертируемые КТЭС могут иметь и раздельные топливные системы (одна штатная - для авиакеросина, другая - криогенная - для СПГ). Криогенные топливные баки для СПГ, основные и центровочный, могут быть расположены, соответственно, в двух разнесенных балках 5 и в килях 8 и смонтированы вблизи двигателей СУ. Совмещение миделя топливного бака с миделем разнесенных балок 5, а также сочетание поддерживающих ребер жесткости межкилевых кольцевых каналов 12 и ЦПС 10 с общей двухбалочной аэродинамической схемой, позволит расположить криогенные топливные баки вне фюзеляжа-гондолы 1 практически без увеличения аэродинамического сопротивления и дополнительного усиления крыла 2. Короткие криогенные топливные трассы в СУ имеют небольшую массу и незначительную теплоизоляцию. Удаленные от фюзеляжа-гондолы 1 криогенная СУ и топливная система значительно повышают надежность, взрыво- и пожаробезопасность. Благодаря двум раздельным топливным системам (для авиакеросина в крыле и СПГ в разнесенных балках) КТЭС сможет заправиться газом, совершить полет в аэропорт, где пока нет оборудования для его производства и хранения, и улететь оттуда на авиакеросине. Все это позволяет как повысить безопасность полетов, так и достичь высокой топливной экономичности, что делают КТЭС на СПГ более высокоэкономичными и рентабельными.

Управление гибридным КТЭС КВП обеспечивается общим (изменяющим силу тяги) изменением шага меньших винтов 11 в двух поворотных кольцевых каналах 12 и одного большего винта 20, а также отклонением рулевых поверхностей - элевонов 7 ПГО 6, рулей направления 9 и консолей ЦПС 10, работающих совместно с меньшими винтами 11. При взлетно-посадочных режимах полета подъемная сила создается крылом 2 и ПГО 6, горизонтальная тяга - трехвинтовой движительной системой - двумя меньшими винтами 11 совместно с большим винтом 20, на крейсерских режимах полета - крылом 2 и ПГО 6, горизонтальная тяга - двух- или одновинтовой движительной системой соответственно двумя меньшими винтами 11 или одним большим винтом 20. На взлетно-посадочных режимах полета КТЭС при создании горизонтальной тяги его толкающие меньшие винты 11, имеющие одинаковое направление вращения между собой и противоположное с тянущим большим винтом 20 и расположенные в хвостовой части, обеспечивают, не создавая дополнительные вихревые потоки, более плавное обтекание крыла 2 и фюзеляжа-гондолы 1, но и весьма повышающее эффективность трехвинтовой движительной системы. При переходе с трехвинтовой движительной системы в двух- или одновинтовую движительную систему и если возникает момент тангажа (Mz), то он парируется отклонением элевонов 7 ПГО 6, создающих, работая впереди крыла 2, парирующую силу. После установки консолей ЦПС 10 с меньшими винтами 11 в горизонтальное положение вдоль линий горизонтальной их тяги осуществляется возможность крейсерского полета. При выполнении технологии укороченного взлета с трехвинтовой движительной системой его консоли ЦПС 10, установленные в промежуточное положение -15° для достижения совместно с горизонтальной тягой большего винта 20 максимального ускорения при разбеге с одновременным автоматическим отклонением закрылок 7 и 13 на максимальные углы для достижения максимальной подъемной силы ПГО 6 и крыла 2, снабжены возможностью расширенного и автоматического ускоренного синфазного отклонения совместно с меньшими винтами 11 в кольцевых каналах 12 вниз на угол с -15° до -35° для достижения двух составляющих тяги при движении вперед и вертикальном подъеме.

Таким образом, КТЭС с конструктивно-силовой двухбалочной схемой, имеющий трехвинтовую движительную систему, двухкилевое Н-образное хвостовое оперение на разнесенных балках, представляет собой гибридный самолет продольной схемы триплана с ГТД для СПГ и обратимым электродвигателем-генератором. Трехлопастные флюгерно-реверсивные толкающие винты в кольцевых каналах, создающие горизонтальную и соответствующим отклонением вниз наклонную тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты и уменьшение дистанции при выполнении технологии КВП. Причем ПГО находится спереди крыла и создает дополнительную подъемную силу и разгружает его, что и предопределяет наравне с высокой тяго-вооруженностью гибридной СУ возможность легко реализовать и выполнение технологии КВП. Последнее весьма важно при палубном базировании и, особенно, гибридного КТЭС, так как обеспечивает короткий его взлет и посадку на палубу корабля (достаточно и 120-180 м) при взлетной тяговооруженности не менее 0,7.

В настоящее время известно, что конструктивно-силовая двухбалочная схема, и, особенно, в самолетах продольной компоновки триплана, обеспечивает максимальную разгрузку крыла и фюзеляжа-гондолы от действия аэродинамических и массовых сил, а самолеты с трехвинтовыми движителями, смонтированными и, особенно, в межкилевом пространстве Н-образного хвостового оперения, что они устойчивы и управляемы, то, следовательно, все они пригодны для дальнейших инженерных приложений. Поэтому дальнейшие исследования по созданию гибридных КТЭС и БТЭС, используя вышеназванные преимущества, позволят освоить широкое их семейство.

В конечном итоге широкие эксплуатационные требования к гибридным самолетам нового поколения, несомненно, приведут к созданию и освоению гибридных КТЭС, обеспечивающих реально высокие технико-экономические результаты, позволяющие достойно конкурировать с компанией "Volva Volare" (США), производящей аналогичный гибридный электросамолет мод. GT4. Весит пустой самолет из углепластика 1175 кг, на борту может нести пять человек или 542 кг груза на дальность 1850 км. При этом предельная взлетная масса Volva Volare GT4 составляет 1717 кг.

Наиболее актуальным в современных условиях для этих целей является освоение коммерческого КТЭС с взлетным весом 3400 кг и для перевозки 8 человек с общей дальностью полета до 2380 км при выполнении технологии КВП. При этом весить пустой КТЭС, изготовленный из углепластика, будет не более 2290 кг при весе аккумуляторов 1180 кг. В гибридной его СУ, включающей два электродвигателя с меньшими винтами диаметром 2,2 м и один D с большим диаметром 3,11 м (в том числе последний из них обратимый электродвигатель-генератор) суммарной пиковой мощности 600 кВт и номинальной - 330 кВт, имеется генераторный ГТД (ВК-150), который при необходимости может предоставить еще 117 кВт (160 л.с.). При благоприятных погодных условиях литиево-полимерная батарея позволит КТЭС-0,8 улететь на расстояние в 1020 км при крейсерской скорости 560 км/ч. Однако при падении зарядки до 25% от максимального значения включится ГТД и будет в полете, вращая электродвигатель-генератор, подпитывать аккумуляторы. Топливный его бак при выполнении КВП вмещает 110 кг топлива, что эквивалентно дополнительным 1360 км. Поэтому, выполняя КВП и имея запас топлива на время полета 0,5 ч, и даже с учетом работы генераторного ГТД, топливная эффективность для КТЭС-0,8 на дальности 1360 км весьма впечатляюща и составит 10,11 г/пас.-км (или 6,07 л на 100 км полета).

Важной особенностью применения параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода и концепции ТРРВ-Х1+2 в КТЭС, обеспечивающей качественный рост потребительских свойств, является то, что она масштабируемая и позволяющая наряду с коммерческим КТЭС-0,8 создать и легкие среднемагистральные КТЭС с пассажировместимостью 30 и 48 человек, освоенные на платформе самолетов двухбалочной схемы соответственно Су-80 и МиГ-110. При этом КТЭС-3,0 может иметь три электромотора пиковой мощностью 1440 кВт (номинальной D 792 кВт) каждый и криогенный ГТД для СПГ типа РК-65 ВФ (мощностью 1100 л.с.) с меньшими винтами диаметром 2,2 м и одним тянущим большим винтом диаметром 3,9 м.

Возможно освоение и среднего КТЭС-11,0 на базе самолета Як-44, выполненного по двухбалочной схеме и с тремя электромоторами пиковой/номинальной мощностью 4540/2500 кВт каждый и криогенным ГТД для СПГ мод. ТВ7-117СФ с меньшими и одним большим винтами соответственно диаметром 3,65 и 6,5 м, обеспечивающими по технологии КВП взлетный вес 42,6 т, позволит, имея критерий: полезная нагрузках дальность полета, равным 32725 т-км (у Ce-Liner 32300 т-км), реализовать высокие технико-экономические результаты, позволяющие достойно конкурировать с компанией "Bauhaus Luftfahrt" (Германия), осваивающей электросамолет Ce-Liner.

Криогенный турбоэлектрический самолет короткого взлета и посадки, выполненный по продольной схеме триплана с передним горизонтальным оперением, двухкилевым Н-образным оперением, смонтированным к консолям низкорасположенного крыла на разнесенных балках, имеет планер из композитного углепластика с плавным сопряжением наплывов крыла и фюзеляжа, силовую установку, размещенную на кормовом пилоне, передающую мощность через главный редуктор и валы трансмиссии на винты в кольцевых каналах, расположенные в носовой и кормовой части фюзеляжа, обеспечивающие горизонтальную и соответствующую их отклонениям вертикальную тягу, трехстоечное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой, отличающийся тем, что он выполнен по двухбалочной схеме с коротким фюзеляжем-гондолой и возможностью изменения движительной системы в полетной его конфигурации как с самолета с тремя разновеликими флюгерно-реверсивными винтами для взлетно-посадочных режимов полета, так и в самолет с двух- или одновинтовой движительной системой для крейсерского полета, но и обратно, для чего наряду с двумя меньшими винтами он снабжен вдоль плоскости симметрии на межкилевой поперечной оси хвостовой мотогондолой с четырехлопастным большим винтом, первые из которых имеют одинаковое направление вращения между собой и противоположное с последним, при этом с целью уменьшения потерь на балансировку при обеспечении высоких несущих свойств и меньших размерах и простой механизации несущих поверхностей с возможностью безмоментного ее выпуска/уборки упомянутое переднее горизонтальное оперение оснащено элевонами, а упомянутое крыло - межбалочными и внешними закрылками, но и для обеспечения поперечного и продольного управления балансировкой упомянутое оперение включает консоли цельноповоротного стабилизатора с возможностью соответственно их дифференциального и синфазного поворота относительно межкилевой поперечной оси совместно с меньшими винтами от горизонтального положения вниз и вверх соответственно с 0° до -35° и с 0° до +15°, причем с целью увеличения эффективного удлинения крыла наряду с уменьшением индуктивного его сопротивления концевые части крыла, выполненные с положительным углом +12° поперечного V, имеют в плоскости отрицательной крутки концевых частей крыла законцовки с отогнутыми назад концами, нижние поверхности последних скошены под углом в 45° с плавно образованным закруглением снизу и относительно острой кромкой вверху, снижающей интенсивность вихреобразования за крылом в потоке воздуха, выходящего из-под нижней поверхности крыла относительно закругленного в плане отогнутого конца его соответствующей серповидной в плане законцовки, силовая установка, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, снабжена левым и правым электродвигателями, смонтированными в соответствующих мотогондолах на ребрах жесткости соответствующих кольцевых каналов, газотурбинным двигателем, оснащенным передним выходным валом для отбора мощности на редуктор большего винта и выходным валом для отбора мощности, вращательно связанными через выходную и входную муфты сцепления соответственно с большим винтом и электродвигателем-генератором, выполненным обратимым, и имеющая систему электропривода, включающую электродвигатели и аккумуляторные перезаряжаемые батареи, при этом имеются входная и выходная электромагнитные муфты сцепления, обеспечивающие дистанционное управление сцеплением/расцеплением соответственно выходного вала редуктора большего винта с валом электродвигателя-генератора и с валом четырехлопастного толкающего большего винта.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к машиностроению и может найти применение в транспортных средствах, движителем которых является воздушный винт. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к авиационной технике и решает задачу упрощения конструкции главного редуктора вертолета, повышения надежности и увеличения ресурса его работы.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам обеспечения дополнительной энергией силовой установки летательного аппарата. Летательный аппарат с системой гибридного питания энергией силовой установки состоит из: - наружной конструкции (фюзеляжа, крыльев и т.д.), - электрического оборудования (34), - средств (40) внутреннего сгорания для создания тяги, - средства питания энергией средств создания тяги, а также из: - множества прямых преобразователей (24) световой энергии в электрическую энергию, расположенных на части наружной поверхности наружной конструкции; - средств (32) сравнения электрической энергии, производимой преобразователями (24); - средства отбора избыточной электрической энергии (36); - средств (38) подачи в средства (40) создания тяги дополнительной энергии за счет избыточной электрической энергии при ее наличии. Повышается мощность, снижается расход топлива, увеличивается дальность полета.

Изобретение относится к электрической силовой установке беспилотного летательного аппарата. Установка содержит маршевый электродвигатель, на оси которого жестко закреплен маршевый толкающий воздушный винт, баллон с водородом с закрепленным на нем редуктором, батарея топливных элементов, систему управления маршевым электродвигателем, контроллер батареи топливных элементов, стартовый электродвигатель, стартовый воздушный винт, контроллер стартового электродвигателя, гондолу.

Изобретение относится к электрооборудованию транспортных средств для воздухоплавания. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к размещению силовых установок на летательном аппарате. .

Изобретение относится к летательным аппаратам, способным совершать вертикальный взлет и посадку. Летательный аппарат (ЛА) содержит планер, включающий крыло (1), две разнесенные продольные балки (2), горизонтальное оперение (3) и вертикальное оперение (4).

Изобретение относится к летательному аппарату, поддерживающему крыло с двух сторон. .
Наверх