RU2529568C1 - Cryogenic electrical convertiplane - Google Patents
Cryogenic electrical convertiplane Download PDFInfo
- Publication number
- RU2529568C1 RU2529568C1 RU2013138210/11A RU2013138210A RU2529568C1 RU 2529568 C1 RU2529568 C1 RU 2529568C1 RU 2013138210/11 A RU2013138210/11 A RU 2013138210/11A RU 2013138210 A RU2013138210 A RU 2013138210A RU 2529568 C1 RU2529568 C1 RU 2529568C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- screws
- engine
- power
- generator
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции криогенных электрических вертолетов-самолетов и беспилотных гибридных электроконвертопланов с поворотными тянущими винтами в дупланной схеме разновеликих крыльев, применяющих технологии вертикального взлета и посадки (ВВП), короткого взлета и посадки (КВП) или короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП) для наземного, аэродромного и корабельного базирования.The invention relates to the field of aeronautical engineering and can be used in the construction of cryogenic electric helicopters and unmanned hybrid power converters with rotary pulling screws in a hollow pattern of different-sized wings using technologies of vertical take-off and landing (GDP), short take-off and landing (KVP) or short take-off and vertical landing (KVVP) for land, airfield and ship-based.
Известен беспилотный электроконвертоплан “Panther” корпорации IAI (Израиль), содержащий моноплан двухбалочной схемы с высокорасположенным крылом, двухкилевое П-образное хвостовое оперение, смонтированное на разнесенных балках к консолям крыла, короткий фюзеляж, силовую установку, включающую два передних поворотных, изменяющих ось вращения с горизонтальной на вертикальную, и один задний стационарный с вертикальной осью вращения, электромоторы с равновеликими тянущими винтами, смонтированные соответственно в передних окончаниях разнесенных балок и на конце короткого фюзеляжа, систему управления и аккумуляторную батарею, трехстоечное колесное шасси, неубирающееся с передней опорой.Known unmanned electroconvertopant “Panther” corporation IAI (Israel), containing a monoplane two-beam scheme with a high wing, two-keel U-shaped tail unit mounted on spaced beams to the wing consoles, a short fuselage, a power plant including two front rotary, changing the axis of rotation with horizontal to vertical, and one rear stationary with a vertical axis of rotation, electric motors with equal pulling screws mounted respectively in the front ends GOVERNMENTAL beams and at the end of short fuselage, the control system and the battery tricycle wheeled chassis, a front support fixed landing.
Признаки совпадающие - наличие моноплана двухбалочной схемы с трехколесным шасси и передней опорой. Разнесенные балки соединяют крыло с двухкилевым П-образным хвостовым оперением. Системой управляют три электромотора с тянущими винтами, два передних из которых поворотные. Беспилотный электроконвертоплан (БЭКП) может подниматься на высоту порядка 3 км, находится без подзарядки батарей в воздухе до 6 часов и действовать в радиусе до 60 км от оператора при длительных полетах днем и ночью для телевизионного или инфракрасного наблюдения местности в реальном масштабе времени. Трехвинтовой “Panther” является тактическим разведывательным вертикально взлетающим беспилотным аппаратом, сочетающим в себе преимущества и вертолета, и самолета. БЭКП “Panther” располагает поворотными электромоторами с тянущими винтами и, как вертолет, способен по командно-телеметрической радиолинии совершать вертикальный взлет, посадку и зависание.The signs are the same - the presence of a monoplane of a two-beam scheme with a three-wheeled chassis and front support. Spaced beams connect the wing with a two-keel U-shaped tail. The system is controlled by three electric motors with pulling screws, two of which are front rotary. An unmanned electroconvertopan (BEKP) can rise to a height of about 3 km, is located without recharging batteries in the air for up to 6 hours and operate in a radius of up to 60 km from the operator during long flights day and night for real-time television or infrared monitoring of the terrain. The three-screw “Panther” is a tactical reconnaissance vertically take-off unmanned aerial vehicle that combines the advantages of both a helicopter and an airplane. BECP “Panther” has rotary electric motors with pulling screws and, like a helicopter, is capable of vertical take-off, landing and hovering via a command-telemetric radio line.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что БЭКП трехвинтовой несущей схемы с задним винтом постоянного шага на конце фюзеляжа, используемым только на вертолетных режимах полета, имеет из-за отсутствия возможности угла установки лопасти, равного φ=0°, повышенное аэродинамическое сопротивление на самолетных режимах полета, сложную схему управления электромоторами при независимом вращении трех равновеликих винтов на вертолетных режимах полета, малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что при висении поток от двух передних и одного заднего тянущих винтов, обдувая соответственно крыло от его носка и кормовую часть фюзеляжа, создает значительную общую потерю (порядка 14%) в вертикальной их тяге, затормаживается и большие скорости потока, отбрасываемого от них, предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги винтов и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Третья - это то, что расположение в передних окончаниях разнесенных балок поворотных электромоторов с тянущими винтами предопределяет конструктивно сложные узлы их поворота и невозможность при попутном ветре выполнить зависание в воздухе, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Четвертая - это то, что диапазон высот применения БЭКП - 100…3500 м при взлетном его весе 65 кг.Reasons that impede the task: the first is that the BECP of a three-screw carrier circuit with a constant pitch rear rotor at the end of the fuselage, used only in helicopter flight modes, has, due to the lack of the possibility of installing a blade angle of φ = 0 °, an increased aerodynamic resistance in airplane flight modes, a complex control circuit of electric motors with independent rotation of three equal-sized propellers in helicopter flight modes, low weight return and range. The second one is that when the flow from two front and one rear pulling screws hangs, blowing respectively the wing from its nose and the rear of the fuselage, it creates a significant total loss (about 14%) in their vertical thrust, and the large flow rates discarded from them, they predetermine the formation of vortex rings, which at low lowering speeds can drastically reduce the thrust force of the screws and create an uncontrollable fall situation, which reduces the stability of control and safety. The third one is that the arrangement in the front ends of the spaced beams of rotary electric motors with pulling screws predetermines structurally complex nodes of their rotation and the inability to hang in the air in a fair wind, which complicates the design and reduces reliability. The fourth is that the range of application heights of BECP is 100 ... 3500 m with a take-off weight of 65 kg.
Известен беспилотный электроконвертоплан фирмы Agusta Westland “Project Zero” (Италия) [патент EP 2551190 от 29.07.2011], представляющий собой моноплан со среднерасположенным необычной формы крылом, имеющим с концевыми крылышками внешние съемные части крыла от кольцевых консолей крыла, внутри последних смонтированы электромоторы с винтами, установленными в поворотных мотогондолах, при повороте которых он преобразовывается в вертолет двухвинтовой поперечной схемы, содержит в фюзеляже из углепластика систему управления и аккумуляторные батареи, двухкилевое V-образное хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной и главными опорами.Famous unmanned electro-convertiplane company Agusta Westland “Project Zero” (Italy) [patent EP 2551190 from 07.29.2011], which is a monoplane with a mid-shaped unusual wing shape with end wings having external removable wing parts from the wing annular consoles, inside the latter mounted electric motors with the screws installed in the rotary engine nacelles, when turned, it is converted into a twin-rotor helicopter, contains a control system and storage batteries, twin-wings in the carbon fiber fuselage e V-shaped tail and retractable wheeled tricycle landing gear with the nose of the auxiliary and main bearings.
Признаки совпадающие - наличие поворотных мотогондол с винтами, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, диапазон поворота мотогондол с винтами от 0° до +97,5°, содержит систему управления, равномерно распределяющую зарядку аккумуляторов полномасштабного БЭКП между поворотными электромоторами с тянущими винтами, обеспечивающими скорость до 500 км/ч и высоту полета до 7500 м, двухкилевое V-образное хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной опорой. Для зарядки аккумуляторов воздушные винты при его нахождении на земле могут выставляться в “аклонном” положении, играя роль ветряков электрогенераторов.The signs are the same - the presence of rotary nacelles with screws creating horizontal and corresponding deviation of vertical traction, the range of rotation of nacelles with screws from 0 ° to + 97.5 °, contains a control system that evenly distributes the charging of batteries of full-scale BECP between rotary electric motors with pulling screws that provide speed up to 500 km / h and flight altitude up to 7500 m, two-keel V-shaped tail unit and a three-post retractable wheeled chassis, with a nose support. To charge the batteries, the propellers, when it is on the ground, can be set in the “inclined” position, playing the role of wind generators of electric generators.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное размещение в кольцевых консолях крыла поворотных мотогондол с электромоторами и винтами предопределяет конструктивно сложное крыло необычной формы, оснащенное сложной механизацией и рулевыми поверхностями крыла элевонами, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что диаметры двух тянущих винтов ограничены размахом кольцевых консолей крыла и, как следствие, ограничивают вертикальную тяговооруженность, а возможность короткого взлета и посадки с отклоненными вверх тянущими винтами на угол 45° при обеспечении угла опрокидывания φ=15° предопределяет удлинение высоты стоек шасси на 10-12%. Третья - это то, что горизонтальная тяга винтов обеспечивается только в крейсерском полете, поэтому после его выполнения и при возможном отказе узлов поворота мотогондол с винтами взлетать и садиться «по-самолетному», как обычный самолет, этот двухвинтовой БЭКП не может, так как радиус его тянущих винтов гораздо больше высоты установки мотогондол внутри кольцевых консолей крыла, что значительно уменьшает безопасность и сложность продольного и поперечного управления с V-образным хвостовым оперением, особенно на переходных режимах полета, когда у такого крыла вектор его тяги не уравновешивается. Недостатком является также неразвитое хвостовое оперение, отсюда плохая и путевая устойчивость и, особенно, при отказе одного из электромоторов при асимметрии тяги. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и весовой отдачи при повышении тяговооруженности.Reasons that impede the task: the first is that the cantilever placement of rotary engine nacelles with electric motors and screws in the ring consoles of the wing predetermines a structurally complex wing of an unusual shape, equipped with complex mechanization and steering surfaces of the wing with elevons, which complicates the design. The second one is that the diameters of the two pulling screws are limited by the span of the wing wing consoles and, as a result, limit the vertical thrust-to-weight ratio, and the possibility of short take-off and landing with the pulling screws tilted upward at an angle of 45 ° while ensuring a tipping angle of φ = 15 ° determines the extension of height landing gear for 10-12%. The third one is that the horizontal thrust of the propellers is provided only during cruise flight, therefore, after its implementation and with the possible failure of the turning nodes of the nacelle with propellers, it cannot take off and land “in the plane” like a regular airplane, since the twin-screw BECP cannot, because the radius its pulling screws are much greater than the installation height of the engine nacelles inside the wing annular consoles, which significantly reduces the safety and complexity of the longitudinal and lateral control with a V-tail, especially in transitional flight modes when such a wing does not have its thrust vector balanced. The disadvantage is also the undeveloped tail unit, hence the poor and directional stability and, especially, in the event of failure of one of the electric motors with traction asymmetry. All this limits the possibility of a further increase in take-off weight and weight return with increased thrust-to-weight ratio.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является многоцелевой многовинтовой вертолет-самолет (Россия) [патент RU 2448869 от 03.12.2010], содержащий на консолях высокорасположенного крыла две мотогондолы, имеющие в передних и задних окончаниях продолговатых надкрыльевых их частях соответственно тянущие и толкающие винты, фюзеляж, хвостовое оперение, двигатели силовой установки, передающие мощность через главный редуктор, синхронизирующий и соединительные валы трансмиссии, расположенные в носке крыла и мотогондолах, на равновеликие поворотные винты, обеспечивающие горизонтальную и с соответствующим отклонением вертикальную тягу и трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами.Closest to the proposed invention is a multi-purpose multi-rotor helicopter-plane (Russia) [patent RU 2448869 dated 12/03/2010], containing on the consoles of a high wing two engine nacelles having, in the front and rear ends of the elongated wing parts, respectively, pulling and pushing screws, fuselage, tail unit, propulsion engines transmitting power through the main gearbox, synchronizing and transmission connecting shafts located in the wing nose and engine nacelles, for equal turns These screws provide horizontal and with a corresponding deviation vertical traction and a three-leg retractable retractable wheeled chassis with a bow auxiliary and main side supports.
Признаки совпадающие - наличие моноплана с высокорасположенным крылом, снабженным двумя мотогондолами, каждая из которых имеет переднюю и заднюю продолговатые, вынесенные за соответствующие кромки крыла, надкрыльевые ее части с поворотными винтами, имеет хвостовое оперение. Поворотные тянущие и толкающие винты, расположенные соответственно спереди и сзади крыла, обеспечивают горизонтальную тягу и соответствующим отклонением вверх и вниз от горизонтального положения вертикальную на угол 90° или наклонную тягу на угол 65° соответственно при выполнении технологии ВВП или КВП.The signs are the same - the presence of a monoplane with a high wing, equipped with two engine nacelles, each of which has an elongated front and rear, extended beyond the corresponding wing edges, its wing parts with rotary screws, and has a tail. Rotary pulling and pushing screws, located respectively in front and behind the wing, provide horizontal traction and a corresponding deviation up and down from the horizontal position, vertical by 90 ° or inclined draft by 65 °, respectively, when performing the GDP or KVP technology.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что аэродинамический его облик с круглым или овальным поперечным сечением сигарообразного фюзеляжа, имеющего высокорасположенное крыло и хвостовое оперение на конце фюзеляжа, форма и длина кормовой части которого определяется различными требованиями, часто противоречивыми, что не способствует снижению массы фюзеляжа. Вторая - это то, что крыльевые мотогондолы с расположенными в них газотурбинными двигателями, имеющими выхлопы, направленные с боку и назад, осуществляют вредную обдувку задних поворотных винтов на вертолетных и на самолетных режимах его полета. Что также усложняет конструкцию крыла с мотогондолами и, как следствие, увеличивает массу его крыла. Третья - это то, что расположенные на крыльевых мотогондолах тандемом поворотные винты одинакового диаметра и особенно передние, отклоняющиеся вверх, имеют радиусы, не превышающие высоту установки мотогондол на крыле, что ограничивает взлетный его вес. Четвертая - это то, что традиционная аэродинамическая его схема, у которой основную подъемную силу, необходимую для полета, создает крыло, являясь основной несущей аэродинамической поверхностью, а дополнительную подъемную силу - стабилизатор и фюзеляж, которые также являются аэродинамическими поверхностями, но их составляющая в общей аэродинамической подъемной силе с традиционной схемой незначительна. Последнее, в частности, предопределяет большую удельную нагрузку на крыло (порядка ≈460 кг/м2), которая будет повышаться пропорционально увеличению его размеров. Поэтому если использовать традиционную аэродинамическую схему моноплана с высокорасположенным крылом в качестве прототипа и создавать криогенный электрический вертолет-самолет на базе данной компоновки, то возможность увеличения весовой отдачи при повышении взлетного веса и дальнейшего уменьшения массы конструкции, но и геометрических размеров планера весьма ограничена.Reasons that impede the task: the first is that its aerodynamic appearance with a round or oval cross-section of the cigar-shaped fuselage, having a high wing and tail at the end of the fuselage, the shape and length of the stern of which is determined by various requirements, often contradictory, which does not contribute reduce the mass of the fuselage. The second is that the wing nacelles with gas turbine engines located in them, having exhausts directed from the side and back, carry out harmful blowing of the rear rotary screws in helicopter and in airplane modes of its flight. Which also complicates the design of the wing with nacelles and, as a result, increases the mass of its wing. The third one is that the rotary screws of the same diameter located on the wing nacelles in tandem, and especially the front ones, tilting upwards, have radii not exceeding the height of the engine nacelles on the wing, which limits its take-off weight. The fourth is that its traditional aerodynamic design, in which the wing creates the main lifting force necessary for flight, being the main supporting aerodynamic surface, and the additional lifting force is the stabilizer and the fuselage, which are also aerodynamic surfaces, but their component in common aerodynamic lift with traditional design is negligible. The latter, in particular, predetermines a large specific load on the wing (of the order of ≈460 kg / m 2 ), which will increase in proportion to the increase in its size. Therefore, if you use the traditional aerodynamic design of a monoplane with a high wing as a prototype and create a cryogenic electric helicopter-plane based on this arrangement, then the possibility of increasing weight return with increasing take-off weight and further reducing the weight of the structure, but also the geometrical dimensions of the airframe, is very limited.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном многоцелевом многовинтовом вертолете-самолете повышения взлетного веса и увеличения весовой отдачи, упрощения конструкции крыльевых мотогондол и исключения главного редуктора с синхронизирующим и соединительными валами трансмиссии, увеличения площади несущих плоскостей планера и уменьшения удельной нагрузки на крыло, повышения дальности полета, транспортной и топливной эффективности.The present invention solves the problem in the aforementioned known multi-rotor multi-rotor helicopter-aircraft to increase take-off weight and increase weight return, simplify the design of wing nacelles and eliminate the main gearbox with synchronizing and connecting shafts of the transmission, increase the area of the bearing planes of the airframe and reduce the specific load on the wing, increase the range flight, transport and fuel efficiency.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного многоцелевого многовинтового вертолета-самолета, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он представляет собой конвертоплан дупланной аэродинамической схемы с разновеликими крыльями, большее второе из которых смонтировано выше и позади первого цельноповоротного меньшего крыла, имеющего внешние и межгондольные секции консолей, смонтированные по внешним бортам передних продолговатых частей крыльевых мотогондол и между внутренними и внешними бортами последних и фюзеляжа соответственно, и выполнен по концепции тандемного расположения разновеликих винтов по схеме 4+2 с возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета шестивинтовой несущей схемы, включающей все тянущие четыре передних и два задних винта, имеющих при этом от всех несущих винтов полную компенсацию реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между соответствующими винтами левой и правой групп с обеспечением одинакового направления вращения между диагонально расположенными группами винтов как двух передних левых и одного правого заднего, так и двух передних правых и одного левого заднего, имеющих при виде сверху направление вращение соответственно как по часовой стрелке, так и против и устраняющих гироскопический эффект и создающих более плавное обтекание крыльев воздушным потоком от винтов, в полетную конфигурацию самолета с шести- или четырехвинтовой движительной системой, обеспечивающей вторую большую или первую меньшую крейсерские скорости горизонтального полета, соответственно с четырьмя передними и двумя задними винтами или только с винтами передней группы, а задние из которых с их редукторами, отключенными при этом муфтами сцепления от соответствующих двигателей, устанавливаются во флюгерное положение, но и обратно, при этом синхронно изменяющие вектор тяги винты, выполненные многолопастными без автоматов перекоса их лопастей и флюгерно-реверсивными, имеют наряду с двумя большими винтами задней группы и четыре меньших винта передней группы, установленных с мотогондолами на конце внешних и по середине межгондольных секций консолей первого крыла, имеющего и размах, обеспечивающего свободное без перекрытия вращение каждой пары межгондольных и консольных винтов передней группы в соответствующем пространстве по обе стороны от бортов передней продолговатой части крыльевой мотогондолы, и вынос вперед в направлении полета поперечной оси поворота его цельноповоротных консолей от передней кромки второго крыла, исключающего затенение последним при создании вертикальной тяги передними винтами после их поворота совместно с цельноповоротными консолями вверх с горизонтального в вертикальное положение, силовая установка, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, снабжена как парой левых и парой правых поворотных мотогондол с электромоторами, вращательно связанными с редукторами винтов передней группы, каждый винт из которой оснащен полусферическим коком, имеющим равновеликий диаметр с обводами ответной части продолговато-обтекаемого конусообразного обтекателя поворотной мотогондолы, образующего с коком ее каплевидную форму, так и смонтированными под консолями второго крыла гибридными мотогондолами задней группы винтов, в каждой из последних наряду с турбовинтовым двигателем, имеющим для отбора взлетной его мощности задний вывод вала, передающий крутящий момент на входной вал соответствующего редуктора заднего винта, смонтирован и обратимый электромотор-генератор, вращательно связанный с входным валом последнего между входной и выходной муфтами сцепления, установленными на соответствующих валах соответственно позади турбовинтового двигателя и перед редуктором заднего винта, имеющего расширенное его отклонение или вверх на угол +90°, или вниз на угол -45° от горизонтального положения для обеспечения или вертикальной тянущей, или наклонной толкающей тяги при выполнении вертикального взлета/посадки или короткого взлета/посадки соответственно, и оснащена системой электропривода, включающей все электромоторы, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электромоторы и турбовинтовой двигатель, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов от обратимого электромотора-генератора, который в режиме электрогенератора при полетной конфигурации четырехвинтового самолета обеспечивает поочередно два способа генерации мощности в двух гибридных мотогондолах или от внешнего, или от внутреннего источника энергии соответственно от набегающего воздушного потока при авторотирующих задних несущих винтах, обеспечивающих косую обдувку при отклонении поворотных их валов назад от вертикального положения, или от турбовинтовых двигателей при флюгерном положении задних винтов с горизонтальным расположением поворотных их валов, при этом каждая входная и выходная электромагнитные муфты сцепления, обеспечивающие дистанционное управление их сцеплением/расцеплением вала обратимого электромотора-генератора с выходным и входным валами соответственно турбовинтового двигателя и редуктора заднего винта, позволяют реализовать в каждой гибридной мотогондоле три способа работы турбовинтового двигателя и обратимого электромотора-генератора, работающего в режиме или электромотора, но и электрогенератора, соответственно при совместной передаче их взлетной и пиковой мощности на задний несущий винт при вертикальном взлете/посадке и висении или при отключенном турбовинтовом двигателе самостоятельной передачи номинальной мощности только от электромотора на вал заднего винта, но и самостоятельной работы турбовинтового двигателя при распределенной передаче его номинальной мощности и на вал последнего, обеспечивающего после выполнения короткого взлета/посадки горизонтальный полет в перегрузочном варианте, и на вал электрогенератора.The distinguishing features of the present invention from the aforementioned well-known multi-rotor multi-rotor helicopter, the closest to it, are the fact that it is a convertiplane of a hollow aerodynamic scheme with different wings, the larger of which is mounted above and behind the first all-turning smaller wing, which has external and inter-console sections of consoles mounted on the outer sides of the front elongated parts of the wing nacelles and between the inner and outer by the sides of the latter and the fuselage, respectively, and made according to the concept of tandem arrangement of different-sized propellers according to the 4 + 2 scheme with the possibility of converting its flight configuration from a helicopter with a six-rotor supporting circuit, including all pulling four front and two rear rotors, while having from all rotors compensation of reactive torques in the opposite direction of rotation between the corresponding screws of the left and right groups, ensuring the same direction of rotation between diagonally by the set of screw groups of both two front left and one right rear, and two front right and one left rear, having a top view direction of rotation, respectively, clockwise and counterclockwise and eliminating the gyroscopic effect and creating a smoother flow of air around the wings from propellers, in the flight configuration of an aircraft with a six- or four-screw propulsion system, providing a second higher or lower lower horizontal cruising speed, respectively, with four with front and two rear screws or only with screws of the front group, and the rear of which with their gears, the clutch being disconnected from the corresponding engines, are installed in the vane position, but also vice versa, while the screws made synchronously changing the thrust vector are multi-blade without the swashplate of their blades and vane-reversing, along with two large screws of the rear group and four smaller screws of the front group installed with the engine nacelles at the end of the outer and in the middle of the inter-nacelle sections of the consoles of the first wing, which has a span that provides free, without overlapping rotation of each pair of inter-gondola and cantilever screws of the front group in the corresponding space on both sides of the sides of the front elongated part of the wing nacelle, and forward movement in the direction of flight of the transverse axis of rotation of its all-rotating consoles from the front the edges of the second wing, which prevents shading by the latter when creating vertical traction by the front screws after they are rotated together with all-turning consoles upward from horizontal to vertical position, the power plant, made according to parallel-serial hybrid technology of the power drive, is equipped with a pair of left and a pair of right rotary engine nacelles with electric motors rotationally connected to the reducers of the front group screws, each screw of which is equipped with a hemispherical coke having an isometric the diameter with the contours of the mating part of the oblong-streamlined cone-shaped fairing of the rotary engine nacelle, forming its teardrop shape with the coca, and mounted Hybrid engine nacelles of the rear group of screws located under the consoles of the second wing, in each of the latter, along with a turboprop engine having a rear shaft output for selecting its take-off power, transmitting torque to the input shaft of the corresponding rear screw gearbox, a reversible electric motor-generator is also rotationally connected with the input shaft of the latter between the input and output clutches mounted on the respective shafts respectively behind the turboprop engine and in front of the rear gear th propeller having its extended deflection either upward at an angle of + 90 °, or downward at an angle of -45 ° from the horizontal position to provide either a vertical pulling or inclined pushing rod when performing vertical take-off / landing or short take-off / landing, respectively, and is equipped electric drive system, including all electric motors, rechargeable rechargeable batteries, an energy converter with a power transmission control unit connecting and disconnecting electric motors and a turboprop engine, switching the generator power and the procedure for recharging batteries from a reversible electric motor-generator, which in the electric generator mode in flight configuration of a four-screw aircraft provides alternately two ways of generating power in two hybrid engine nacelles, either from an external or internal energy source, respectively, from the incoming air flow with autorotating rear rotors providing oblique blowing when deviating their rotary shafts back from a vertical position, or from a turboprop engine with the vane position of the rear screws with a horizontal arrangement of their rotary shafts, each input and output electromagnetic clutch, providing remote control of their clutch / disengagement of the shaft of the reversible electric motor generator with the output and input shafts of the turboprop engine and rear screw gearbox, respectively, allow each hybrid engine nacelle has three modes of operation of a turboprop engine and a reversible electric motor-generator operating in the mode or electric torus, but also of the electric generator, respectively, when their take-off and peak power are transferred together to the rear rotor during vertical take-off / landing and hovering or when the turboprop engine is switched off, it can independently transmit rated power only from the electric motor to the rear rotor shaft, but also the turboprop engine can operate independently when distributed transmission of its rated power and to the shaft of the latter, which ensures, after performing a short take-off / landing, horizontal flight in a reloading variant, and and the shaft generator.
Кроме того, с целью повышения безопасности пассажиров и экипажа силовая установка выполнена конвертируемой с раздельными топливными системами: одна штатная - для авиакеросина во втором крыле, другая - для сжиженного природного газа в криогенных топливных баках, размещенных в двух передних продолговатых частях гибридных мотогондол, каждая из которых выполнена с возможностью совмещения ее миделя с миделем соответствующего топливного бака и снабжена перед вторым крылом верхним воздухозаборником для турбовинтового двигателя криогенной модификации, имеющего короткие криогенные трассы, уменьшающие массу и не требующие повышенной теплоизоляции, и оснащенных поддерживающими межгондольными секциями первого крыла, обеспечивающими - без увеличения аэродинамического сопротивления и усиления второго крыла в общей аэродинамической его схеме - возможность расположения криогенных топливных баков вне фюзеляжа.In addition, in order to improve the safety of passengers and crew, the power plant was made convertible with separate fuel systems: one full-time unit for jet fuel in the second wing, the other for liquefied natural gas in cryogenic fuel tanks located in two front elongated parts of hybrid nacelles, each which is made with the possibility of combining its midsection with the midship of the corresponding fuel tank and provided with an upper air intake for the cryogenic turboprop engine in front of the second wing odifikatsii having cryogenic short runs, reducing weight and do not require increased insulation and equipped with supporting sections mezhgondolnymi first wing, providing - without increasing the aerodynamic resistance and the gain of the second wing in its general aerodynamic scheme - the possibility of arranging cryogenic fuel tanks outside the fuselage.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить криогенный электрический вертолет-самолет по конструктивно-силовой дупланной схеме и концепции тандемного расположения разновеликих винтов (ТРРВ) по схеме 4+2, можно сравнительно дешево увеличить вертикальную грузоподъемность и обеспечить возможность преобразования его полетной конфигурации с вертолета шестивинтовой несущей схемы, включающей четыре передних меньших и два задних больших поворотных винта соответственно на первом и втором крыльях, как в самолет с шести- или четырехвинтовой движительной системой, так и обратно. Поскольку аэродинамическая дупланная схема включает первое цельноповоротное меньшее крыло, выполненное с внешними и межгондольными секциями, смонтированными соответственно по внешним бортам передних продолговатых частей гибридных мотогондол и между внутренними и внешними бортами последних и фюзеляжа соответственно, то на его поворотных консолях смонтированы пара левых и пара правых поворотных мотогондол с электромоторами, вращательно связанными с редукторами винтов передней группы. В гибридной силовой установке (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 в каждой гибридной мотогондоле отключит выходной муфтой сцепления редуктор заднего винта с его поворотным валом, имеющим с винтом расположенную горизонтально ось их вращения на самолетных режимах полета, установит его лопасти во флюгерное положение и включит турбовинтовой двигатель (ТВД), который будет вращать электромотор-генератор, обеспечивающий подзарядку аккумуляторов в полетной конфигурации четырехвинтового самолета. Кроме того, увеличение генерирующей мощности для электропитания может обеспечиваться также и в каждой гибридной мотогондоле, электромотор-генератор которой, работая при крейсерском полете в режиме электроветрогенератора, получает вращение от заднего тянущего винта, ось вращения которого отклонена от вертикали назад в направлении полета, что предопределяет авторотацию при косой его обдувке от набегающего потока на самолетных режимах полета, а величина возникающей при этом отрицательной тяги не будет значительной, так как лопасти заднего винта установлены регулятором не на минимальный угол, потому что при дальнейшем полете без изменения скорости задний винт будет авторотировать на оптимальном числе оборотов и под контролем регулятора оборотов. При этом он снабжен в каждом конечном положении поворота задних винтов при создании ими вертикальной или наклонной тяги возможностью осуществлять тягу соответственно по тянущей или толкающей схеме, а на переходных режимах полета обеспечивать ускоренный их поворот вниз или обратно вверх при нулевом угле установки их лопастей после или до установки передних тянущих винтов соответственно для создания ими горизонтальной или вертикальной тяги. Все это позволит достичь весьма малошумной гибридной СУ, имеющей ряд способов подзарядки аккумуляторов, что обеспечит при равномерном распределении зарядки аккумуляторной перезаряжаемой батареи возможность работы электромоторов и ТВД без пиковых перегрузок и при минимальной акустической сигнатуре. Наличие этих признаков позволит упростить систему управления электроприводами, но и позволит также повысить безопасность полетов и использовать ТВД меньших габаритов в его поперечнике, что уменьшит как мидель каждой гибридной мотогондолы, так и ширину заднего обтекателя продолговатой части гибридной мотогондолы и, следовательно, предопределит меньшее затенение соответствующего поворотного заднего винта при вертикальном взлете, посадке и висении. Кроме того, при висении, максимально поворачивая вверх консоли первого цельноповоротного меньшего крыла на угол 90°, это позволит значительно уменьшить потери вертикальной тяги левых и правых винтов передней группы. Достижение реальной рентабельности и высокой топливной экономичности может включать, в частности, и использование в гибридной СУ ТВД криогенных модификаций, только с учетом особенностей использования сжиженного природного газа (СПГ). Следует признать, что дупланная аэродинамическая схема в полной мере и предопределяет как техническую возможность, так и простоту конструктивного совмещения с криогенными топливными баками. Все это позволит уменьшить вес планера, увеличить полезную нагрузку и весовую отдачу, но и весьма повысить транспортную и топливную эффективность.Due to the presence of these features, allowing to perform a cryogenic electric helicopter-airplane according to the structural-force hollow-out scheme and the concept of tandem arrangement of different-sized propellers (TRRV) according to the 4 + 2 scheme, it is possible to relatively cheaply increase the vertical carrying capacity and enable its flight configuration to be converted from a helicopter with a six-rotor carrier scheme, including four front smaller and two rear large rotary screws, respectively, on the first and second wings, as in an airplane with six or four hvintovoy propulsion system, and vice versa. Since the aerodynamic hollow scheme includes the first all-turning smaller wing, made with outer and inter-nacelle sections mounted respectively on the outer sides of the front elongated parts of the hybrid nacelles and between the inner and outer sides of the latter and the fuselage, respectively, a pair of left and right pairs are mounted on its rotary consoles engine nacelles with electric motors rotationally connected to gearboxes of screws of the front group. In a hybrid power plant (SU) during a cruise flight, the increase in generating power for power supply, when the charge drop of a lithium-ion polymer battery decreases to 25% of its maximum, the control system automatically disconnects the rear rotor gear from its output clutch in each hybrid nacelle with a rotary shaft having a horizontal axis of rotation with a screw in airplane flight modes, install its blades in the vane position and turn on the turboprop (T VD), which will rotate the electric motor-generator, providing recharge of batteries in the flight configuration of a four-screw aircraft. In addition, an increase in the generating power for power supply can also be provided in each hybrid nacelle, the electric motor-generator of which, while cruising in the electric wind generator mode, receives rotation from the rear pulling screw, the axis of rotation of which is deviated from the vertical back in the direction of flight, which determines autorotation during oblique blowing from the incident flow in airplane flight modes, and the magnitude of the negative thrust resulting from this will not be significant, since the rear vanes its propellers are not set by the regulator to the minimum angle, because during further flight without changing the speed, the rear propeller will autorotate at the optimal number of revolutions and under the control of the revolution regulator. At the same time, it is equipped in each end position of the rear propellers rotation when they create vertical or inclined thrusts with the ability to carry out thrust, respectively, according to the pulling or pushing pattern, and in transitional flight modes to provide their accelerated upward or downward rotation at zero angle of installation of their blades after or before installation of the front pulling screws, respectively, to create horizontal or vertical traction. All this will make it possible to achieve a very low-noise hybrid SU with a number of methods for recharging the batteries, which will ensure the operation of electric motors and TVDs without peak overloads and with a minimum acoustic signature with a uniform distribution of charging the rechargeable rechargeable battery. The presence of these signs will simplify the control system of electric drives, but it will also allow to increase flight safety and use small-size turboprops in its diameter, which will reduce both the midship of each hybrid engine nacelle and the width of the rear fairing of the elongated part of the hybrid engine nacelle and, therefore, will predetermine less shading of the corresponding rotary rear propeller during vertical take-off, landing and hovering. In addition, when hovering, turning the console of the first all-turning smaller wing as far as possible up to an angle of 90 °, this will significantly reduce the loss of vertical thrust of the left and right screws of the front group. Achieving real profitability and high fuel efficiency may include, in particular, the use of cryogenic modifications in a hybrid theater control system, only taking into account the specifics of using liquefied natural gas (LNG). It should be recognized that the hollow aerodynamic design fully determines both the technical feasibility and the simplicity of constructive combination with cryogenic fuel tanks. All this will reduce the weight of the airframe, increase the payload and weight return, but also greatly increase transport and fuel efficiency.
Предлагаемое изобретение криогенного электрического вертолета-самолета (КЭВС) с гибридной СУ и варианты его использования представлены на фиг.1 и 2.The proposed invention of a cryogenic electric helicopter-aircraft (KEVS) with hybrid SU and options for its use are presented in figures 1 and 2.
На фиг.1 на общем виде сбоку изображен высокоскоростной КЭВС исполнения ТРРВ-Х4+2 в полетной конфигурации вертолета со всеми тянущими винтами в шестивинтовой несущей схеме при выполнении вертикального взлета/посадки и висения.Figure 1 in a General side view depicts a high-speed KEVS execution TRRV-X4 + 2 in the flight configuration of the helicopter with all the pulling screws in a six-screw carrier circuit when performing vertical take-off / landing and hovering.
На фиг.2 на общем виде сверху изображен КЭВС исполнения ТРРВ-Х4+2 с высокорасположенными первым и вторым крыльями и T-образным хвостовым оперением в полетной конфигурации самолета с максимальным взлетным весом и шестивинтовой движительной системой, обеспечивающей максимальную 1-ю крейсерскую скорость, и условном расположении правых несущих винтов при выполнении ВВП.Figure 2 in a General top view depicts the KEVS performance TRRV-X4 + 2 with highly located first and second wings and a T-tail in the flight configuration of the aircraft with a maximum take-off weight and a six-screw propulsion system, providing maximum 1st cruising speed, and the conditional arrangement of the right rotors during the implementation of GDP.
Высокоскоростной КЭВС, представленный на фиг.1 и 2, содержит фюзеляжа 1 и высокорасположенное крыло 2, имеющее на его консолях под крылом гибридные мотогондолы 3 с передними 4 и задними 5 продолговатыми частями. Первые из них плавно переходят в консоли первого цельноповоротного меньшего крыла (ПЦМК) 6, объединяющего фюзеляж 1 и второе большее крыло 2 с гибридными мотогондолами 3 в единую плавно образованную конструктивно-силовую дупланную схему. Перед большим крылом 2 смонтировано ПЦМК 6, внешние и межгондольные секции консолей которого на концах и посередине его консолей оснащены каплевидной продолговато-обтекаемой формы поворотными мотогондолами 7 с винтами передней группы. В кормовой части фюзеляжа 1 смонтировано T-образное хвостовое оперение с переустанавливаемым стабилизатором 8 и стреловидным килем 9, имеющими соответственно рули высоты 10 и направления 11. Трапециевидное крыло 2, оснащенное закрылками 12 и элеронами 13, размещено в дупланной аэродинамической схеме выше консолей ПЦМК 6 с мотогондолами 7, смонтированными по обе стороны от передних продолговатых частей 4, которые имеют диапазон их поворота от -5° до +97,5°. При этом концевые части 14 большего крыла 2 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.The high-speed KEVS shown in Figs. 1 and 2 contains a fuselage 1 and a highly located
Силовая установка выполнена по гибридной технологии силового привода, левые и правые передние поворотные мотогондолы 7 которого снабжены электромоторами, вращающими левые 15 и правые 16 тянущие винты передней группы, а гибридные мотогондолы 3, смонтированные под вторым крылом 2, имеют на конце их задних 5 продолговатых частей поворотные левый 17 и правый 18 винты задней группы. Каждая из гибридных мотогондол 3 наряду с ТВД криогенной модификации, имеющим для отбора взлетной его мощности задний вывод вала, передающий крутящий момент на входной вал соответствующего редуктора заднего 17-18 винта, снабжена и обратимым электромотором-генератором (ОЭМГ), вращательно связанным с валом последнего между входной и выходной муфтами сцепления, установленными на соответствующих валах соответственно позади ТВД и перед редуктором заднего винта. Гибридная СУ оснащена системой электропривода, включающей все электромоторы, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электромоторы и ТВД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки литиево-ионной полимерной аккумуляторной перезаряжаемой батареи от ОЭМГ, который в режиме электрогенератора при полетной конфигурации четырехвинтового самолета обеспечивает поочередно два способа генерации мощности в каждой гибридной мотогондоле 3 или от внешнего, или от внутреннего источника энергии (на фиг.1 и 2 не показаны). При этом ТВД, выполненные, в частности, для их работы на авиакеросине и СПГ, установлены с максимальной простотой обслуживания и эксплуатации в гибридных мотогондолах 3. Поворотные винты двух пар меньших передних 15-16 и двух больших задних 17-18, последние из которых имеют диапазон поворота от -45° до +90°, выполнены флюгерно-реверсивными и без автоматов перекоса их лопастей и с жестким креплением угле- и стеклопластиковых лопастей и возможностью широкого изменения углов их установки. Поворот мотогондол с четырехлопастными винтами 15-16 и 17-18, преобразующих его полетную конфигурацию с вертолета шестивинтовой несущей схемы в шести- или четырехвинтовой самолет дупланной схемы, осуществляется с помощью электромеханических приводов, а выпуск и уборка шасси, управление закрылками 12, элеронами 13 и рулями высоты и направления осуществляются также электрически (на фиг.1 и 2 не показаны). Трехопорное убирающееся колесное шасси, вспомогательная опора с мотор-колесом 19 убираются в переднюю нишу фюзеляжа 1, главные боковые опоры с колесами 20 - в бортовые обтекатели 21.The power plant is made according to the hybrid technology of the power drive, the left and right front
Управление гибридным КЭВС обеспечивается общим и дифференциальным изменениями шага поворотных винтов двух пар меньших передних 15-16 и двух больших задних 17-18 и отклонением рулевых поверхностей 10, 11, и 13, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается крыльями 2 и ПЦМК 6, горизонтальная тяга - винтами 15-16 и 17-18, на режиме висения - только винтами 15-16 и 17-18, на режиме перехода - крыльями 2 и ПЦМК 6 с винтами 15-16 и 17-18. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 12 второго крыла 2 отклоняются на максимальные их углы синхронно с поворотов двух пар передних 15-16 и двух задних 17-18 винтов от горизонтального положения, отклоняясь вверх, устанавливаются вертикально (см. фиг.1). При переходе с самолетного режима полета на режим висения и если возникает момент тангажа (Mz), то он парируется отклонением рулей высоты 10, создающих, работая в зоне обдува задних винтов 17-18, парирующую силу. После установки поворотных винтов передних 15-16 и задних 17-18 в вертикальное положение вдоль линий вертикальной их тяги осуществляется возможность вертолетных режимов полета. С приближением к поверхности земли (палубы корабля) и при полете вблизи них несущие винты передние 15-16 и задние 17-18, имея взаимно противоположное их вращение между соответствующими винтами левой и правой групп с обеспечением одинакового направления вращения между диагонально расположенными группами винтов (см. фиг.2), образуют под КЭВС область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки, повышающей их эффективность. Поворотные передние 15-16 и задние 17-18 винты отклоняются от горизонтального положения в вертикальное на углы 90° и 45° соответственно при вертикальном взлете (посадке) и взлете с коротким разбегом (посадке с коротким пробегом) КЭВС на вертолетных и самолетных режимах его полета на взлетно-посадочных режимах в перегрузочном варианте с максимальным взлетным весом. При этом маневрирование легкого КЭВС на аэродроме и его разгон до 40-50 км/ч на режимах укороченного взлета обеспечивается от переднего мотор-колеса 19. Для соответствующей посадки высокоскоростного КЭВС на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 19 и 20 убирающегося трехопорного шасси.The hybrid KEVS control is provided by the general and differential changes in the pitch of the rotary screws of two pairs of smaller front 15-16 and two large rear 17-18 and the deviation of the
При висении на вертолетных режимах полета продольное управление КЭВС осуществляется изменением шага винтов передней 15-16 группы и задней группы 17-18, путевое управление - изменением крутящих моментов каждой диагональной группы винтов, имеющих одинаковое направление вращения несущих винтов, например передних правых 15-16 с левым задним винтом 17 и заднего несущего винта правого 18 с левыми передними винтами 15. Поперечное управление обеспечивается изменением шага левой группы несущих винтов 15-17 и правой группы несущих винтов 16-18, осуществляющих поперечную балансировку при одновременном изменении шага винтов этих групп. Отсутствие при висении перекрытия передних 15-16 и задних 17-18 винтов также значительно снижает вредное взаимовлияние и повышает их заполнение, что, в свою очередь, значительно уменьшает проблему срыва потока. После вертикального взлета и набора высоты для перехода на самолетный режим полета поворотные винты 15-16 и 17-18 синхронно устанавливаются в горизонтальное положение (см. фиг.2). После чего убираются закрылки 12 и производится крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 11. Продольное и поперечное управления осуществляются отклонением рулей высоты 10 и элеронов 12 соответственно. На самолетных режимах полета КЭВС при создании горизонтальной тяги его винты передние 15-16 и задние 17-18 имеют взаимно противоположные их вращения в каждой левой и правой группе винтов и тем самым соответственно устраняют гироскопический эффект и обеспечивают более плавное обтекание крыла 2 и ПЦМК 6, но и весьма повышающее эффективность левой 15-17 и правой 16-18 групп винтов. При его полетной вертолетной конфигурации шестивинтовой несущей схемы реактивные моменты от поворотных винтов 15-16 и 17-18, используемых как несущие винты, компенсируются полностью за счет также взаимно противоположного их вращения в соответствующих группах винтов.When hovering in helicopter flight modes, the longitudinal control of KEVS is carried out by changing the pitch of the screws of the front 15-16 group and the rear group 17-18, the directional control is by changing the torques of each diagonal group of screws having the same direction of rotation of the rotors, for example, front right 15-16 s the left rear screw 17 and the rear rotor of the right 18 with the left front screws 15. Transverse control is provided by changing the pitch of the left group of rotors 15-17 and the right group of rotors 16-18, performing transverse balancing while varying pitch propellers of these groups. The absence of the front 15-16 and rear 17-18 screws when hanging the ceiling also significantly reduces harmful interference and increases their filling, which, in turn, significantly reduces the problem of flow stall. After vertical take-off and climb to switch to airplane flight mode, the rotary screws 15-16 and 17-18 are synchronously installed in a horizontal position (see figure 2). After that, the flaps 12 are removed and a cruise flight is performed, in which the directional control is provided by the
Таким образом, КЭВС исполнения ТРРВ-Х4+2, имеющий передние и задние поворотные винты на крыльях, T-образное хвостовое оперение, представляет собой гибридный конвертоплан дупланной схемы с электромоторами и обратимыми электромоторами-генераторами (ОЭМГ). Поворотные винты флюгерно-реверсивные, создающие вертикальную и с соответствующим отклонением горизонтальную тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Причем ПЦМК находится спереди большего крыла и создает дополнительную подъемную силу и разгружает его, что и предопределяет наравне с высокой тяговооруженностью СУ возможность легко реализовать и выполнение технологии ВВП и КВП, но и КВВП. Последнее весьма важно при палубном базировании и особенно гибридных КЭВС, так как обеспечивает короткий взлет (достаточно и 60-90 м) с максимальным его весом и вертикальную его посадку пустого на палубу корабля.Thus, the KEVS of the TRRV-
В настоящее время известно, что конструктивно-силовая дупланная схема самолетов обеспечивает максимальную разгрузку крыла и фюзеляжа от действия аэродинамических и массовых сил, а шестивинтовые конвертопланы, так как устойчивы и управляемы, то, следовательно, все они пригодны для дальнейших инженерных приложений, могут и должны являться предметом дальнейшего исследования и усовершенствования. Поэтому дальнейшие исследования по созданию гибридных КЭВС и беспилотных гибридных электроконвертопланов (БГЭК) исполнения ТРРВ-Х4+2, используя вышеназванные преимущества, позволят освоить широкое их семейство.Currently, it is known that the structural and power planes of the planes provide maximum unloading of the wing and fuselage from the action of aerodynamic and mass forces, and six-rotor tilt planes, as they are stable and controllable, therefore, all of them are suitable for further engineering applications, they can and should be the subject of further research and improvement. Therefore, further research on the creation of hybrid KEVS and unmanned hybrid electric envelope planes (BGEC) of the TRRV-
Наиболее актуальным в современных условиях для этих целей является на базе самолета Ил-100М освоение легкого КЭВС с взлетным весом 5610 и 6220 кг и для перевозки 12 и 16 человек с дальностью полета до 1820 и 2380 км соответственно при выполнении ВВП и КВП. Гибридная СУ КЭВС, включающая четыре электромотора и два ОЭМГ суммарной пиковой/номинальной мощности соответственно 1060/583 кВт и 630/346 кВт, имеет два генераторных ТВД (мод. АИ-450), которые при необходимости могут предоставить еще 440 кВт (600 л.с.). При благоприятных погодных условиях литиевая батарея позволит КЭВС-1,2 улететь на расстояние в 700 км при 1-й крейсерской скорости 560 км/ч. Однако при падении зарядки до 25% от максимального значения включатся ТВД и будут в полете подпитывать аккумуляторы. Криогенный топливный бак при выполнении ВВП вмещает 410 кг СПГ, что эквивалентно дополнительным 1120 км и позволит при ВВП достичь дальности полета до 1820 км.The most relevant in modern conditions for these purposes is the development of light KEVS with a take-off weight of 5610 and 6220 kg and for transporting 12 and 16 people with a flight range of up to 1820 and 2380 km, respectively, when fulfilling GDP and KVP, on the basis of the Il-100M aircraft. Hybrid SU KEVS, including four electric motors and two OEMs with a total peak / rated power of 1060/583 kW and 630/346 kW, respectively, has two generator TVDs (mod. AI-450), which, if necessary, can provide 440 kW (600 l. from.). Under favorable weather conditions, the lithium battery will allow KEVS-1.2 to fly 700 km at the first cruising speed of 560 km / h. However, when the charge drops to 25% of the maximum value, the theater will turn on and will recharge the batteries in flight. When fulfilling GDP, the cryogenic fuel tank holds 410 kg of LNG, which is equivalent to an additional 1,120 km and will allow reaching a flight range of up to 1820 km with GDP.
Теперь уже нет сомнений, что только высокоскоростные КЭВС и БГЭК исполнения ТРРВ-Х4+2 - это реальное и очень близкое будущее деловой и специальной авиации, но и одно из возможных направлений развития как авиационной техники, так и электрических вертолетно-самолетных комплексов ВВП и КВП, позволяющих достойно конкурировать с корпорацией IAI (Израиль) и фирмой “Agusta Westland” (Италия).Now there is no doubt that only high-speed KEVS and BGEK versions TRRV-
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013138210/11A RU2529568C1 (en) | 2013-08-15 | 2013-08-15 | Cryogenic electrical convertiplane |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013138210/11A RU2529568C1 (en) | 2013-08-15 | 2013-08-15 | Cryogenic electrical convertiplane |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2529568C1 true RU2529568C1 (en) | 2014-09-27 |
Family
ID=51656730
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013138210/11A RU2529568C1 (en) | 2013-08-15 | 2013-08-15 | Cryogenic electrical convertiplane |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2529568C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105109677A (en) * | 2015-08-28 | 2015-12-02 | 武汉捷特航空科技有限公司 | Composite aircraft composed of fixed wings and multi-rotary wings and control method of composite aircraft |
| RU2577931C1 (en) * | 2015-01-13 | 2016-03-20 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Hybrid short takeoff and landing aircraft |
| CN109733620A (en) * | 2018-11-22 | 2019-05-10 | 南京航空航天大学 | A kind of hybrid power unmanned plane and its control method |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2376928A (en) * | 2001-05-16 | 2002-12-31 | John Frederick Austen-Brown | Personal hoverplane having four tiltmotors |
| EP2004483A1 (en) * | 2006-03-03 | 2008-12-24 | David Posva | Aircraft having the characteristic of hovering flight, fast forward flight, and gliding flight, short take off, short landing, vertical take off and vertical landing |
| RU2394723C1 (en) * | 2009-04-13 | 2010-07-20 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multi-purpose cryogenic convertiplane |
| RU2446078C2 (en) * | 2010-04-02 | 2012-03-27 | Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Convertiplane (versions) |
-
2013
- 2013-08-15 RU RU2013138210/11A patent/RU2529568C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2376928A (en) * | 2001-05-16 | 2002-12-31 | John Frederick Austen-Brown | Personal hoverplane having four tiltmotors |
| EP2004483A1 (en) * | 2006-03-03 | 2008-12-24 | David Posva | Aircraft having the characteristic of hovering flight, fast forward flight, and gliding flight, short take off, short landing, vertical take off and vertical landing |
| RU2394723C1 (en) * | 2009-04-13 | 2010-07-20 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multi-purpose cryogenic convertiplane |
| RU2446078C2 (en) * | 2010-04-02 | 2012-03-27 | Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Convertiplane (versions) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2577931C1 (en) * | 2015-01-13 | 2016-03-20 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Hybrid short takeoff and landing aircraft |
| CN105109677A (en) * | 2015-08-28 | 2015-12-02 | 武汉捷特航空科技有限公司 | Composite aircraft composed of fixed wings and multi-rotary wings and control method of composite aircraft |
| CN105109677B (en) * | 2015-08-28 | 2017-04-19 | 武汉捷特航空科技有限公司 | Composite aircraft composed of fixed wings and multi-rotary wings and control method of composite aircraft |
| CN109733620A (en) * | 2018-11-22 | 2019-05-10 | 南京航空航天大学 | A kind of hybrid power unmanned plane and its control method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10538321B2 (en) | Tri-rotor aircraft capable of vertical takeoff and landing and transitioning to forward flight | |
| EP3548377B1 (en) | Electrical vertical take-off and landing aircraft | |
| CN103043212B (en) | The composite aircraft that fixed-wing forms with electronic many rotors | |
| US11142309B2 (en) | Convertible airplane with exposable rotors | |
| RU2527248C1 (en) | Drone with hybrid power plant (versions) | |
| RU2394723C1 (en) | Multi-purpose cryogenic convertiplane | |
| RU2448869C1 (en) | Multipurpose multi-tiltrotor helicopter-aircraft | |
| RU2548304C1 (en) | Multirotor convertible high-speed helicopter | |
| WO2018099856A1 (en) | Electrical vertical take-off and landing aircraft | |
| RU2629475C1 (en) | High-speed turbofan combined helicopter | |
| RU2521090C1 (en) | High-speed turboelectric helicopter | |
| RU2310583C2 (en) | Amphibious convertible helicopter | |
| WO2018175606A1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
| RU2547155C1 (en) | Multi-rotor unmanned electroconvertible aircraft | |
| RU2550909C1 (en) | Multirotor convertible pilotless helicopter | |
| CN105711832A (en) | Tilting three-rotor wing long-endurance composite aircraft | |
| US11827348B2 (en) | VTOL tilting fuselage winged frame multirotor aircraft | |
| RU2582743C1 (en) | Aircraft vertical take-off system | |
| RU2609856C1 (en) | Fast-speed convertible compound helicopter | |
| RU2543120C1 (en) | Multirotor hybrid electrical convertiplane | |
| RU2534676C1 (en) | Cryogenic turbo-electric stol aircraft | |
| RU2351506C2 (en) | Multipurpose hydroconvertipropeller plane | |
| RU2532672C1 (en) | Heavy convertible electric drone | |
| RU2492112C1 (en) | Heavy-duty multi-propeller converter plate | |
| RU2542805C1 (en) | Vtol aircraft with hybrid power plant |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160816 |