RU2558168C1 - Hybrid short takeoff and landing electric aircraft - Google Patents
Hybrid short takeoff and landing electric aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2558168C1 RU2558168C1 RU2014126757/11A RU2014126757A RU2558168C1 RU 2558168 C1 RU2558168 C1 RU 2558168C1 RU 2014126757/11 A RU2014126757/11 A RU 2014126757/11A RU 2014126757 A RU2014126757 A RU 2014126757A RU 2558168 C1 RU2558168 C1 RU 2558168C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- electric
- wing
- screws
- larger
- smaller
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции гибридных электросамолетов двухбалочной схемы с низко- и высокорасположенным крыльями соответственно прямой и обратной стреловидности, концы которых соединяются концевыми шайбами, образуя замкнутую несущую систему в продольном триплане с передним горизонтальным и Н-образным хвостовым оперениями и имеющих в распределенной тяге разновеликих винтов с внешних сторон килей по два винтовентилятора в кольцевых каналах и гибридные мотогондолы с большими винтами соответственно на консолях заднего крыла и цельноповоротном межкилевом стабилизаторе, позволяющими выполнить короткий взлет и посадку.The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the construction of hybrid electric planes of a two-beam scheme with low and high wings, respectively, of direct and reverse sweep, the ends of which are connected by end washers, forming a closed load-bearing system in a longitudinal triplane with front horizontal and H-shaped tail units and having distributed traction of different-sized propellers on the outer sides of the keels, two rotor fans in the annular channels and hybrid engine nacelles with more with the flush screws, respectively, on the rear wing consoles and the all-turning inter-keel stabilizer, allowing for short take-off and landing.
Известен гибридный электросамолет фирмы "Volva Volare" (США) мод. GT4, выполненный из углепластика по аэродинамической схеме "утка" с задним расположением силовой установки, имеющей электромотор с толкающим винтом и генераторным турбодизельным двигателем, представляет собой моноплан со среднерасположенным крылом, имеющим двухкилевое оперение и на его концах концевые крылышки, систему управления и перезаряжаемые аккумуляторные батареи, трехстоечное убирающееся колесное шасси со вспомогательной передней опорой.Known hybrid electric aircraft company "Volva Volare" (USA) mod. GT4, made of carbon fiber according to the aerodynamic configuration of a “duck” with a rear arrangement of a power plant having an electric motor with a pushing propeller and a generator turbodiesel engine, is a monoplane with a mid-wing, having a two-wing tail and end wings at its ends, a control system and rechargeable batteries , three-post retractable wheeled chassis with auxiliary front support.
Признаки, совпадающие - наличие моноплана со среднерасположенным крылом и трехколесным шасси со вспомогательной передней опорой. Фюзеляж четырехместного самолета с взлетным весом 1717 кг изготовлен из углепластика, что обеспечивает ему несколько избыточную прочность. Аэродинамическая схема "утка" гибридного электросамолета обеспечивает устойчивость при задней центровке - аккумулятор и двигатели силовой установки (СУ) находятся в кормовой части фюзеляжа. Перезаряжаемые литиево-ионные аккумуляторы электросамолета имеют вес 407 кг и время, необходимое для их быстрой зарядки во время крейсерского полета. На консолях крыла смонтировано разнесенное двухкилевое оперение. Крейсерский полет обеспечивает двухдвигательная СУ: электромотор пиковой/номинальной мощности 400/220 кВт, питаемый от аккумуляторов, вращает толкающий винт, а турбодизельный двигатель (ТДД) мощностью 150 л.с. используется как внутренний источник генерирующей мощности - подпитывает в крейсерском полете аккумуляторные батареи.Signs that coincide - the presence of a monoplane with a mid-wing and a three-wheeled landing gear with an auxiliary front support. The fuselage of a four-seat aircraft with a take-off weight of 1717 kg is made of carbon fiber, which provides it with somewhat excessive strength. The aerodynamic configuration of the “duck” of a hybrid electric plane ensures stability during rear alignment - the battery and engines of the power plant (SU) are located in the aft part of the fuselage. Rechargeable lithium-ion batteries of the aircraft have a weight of 407 kg and the time required to charge them quickly during a cruise flight. On the wing consoles mounted spaced twin-winged plumage. The cruise flight is provided by a twin-engine SU: an electric motor of peak / rated power 400/220 kW, powered by batteries, rotates the pushing screw, and a turbodiesel engine (TDD) with a capacity of 150 hp It is used as an internal source of generating power - it feeds batteries in a cruise flight.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что электросамолет мод. GT4 с толкающим винтом на конце фюзеляжа, создающим только горизонтальную тягу как при взлетно-посадочных, так и крейсерских режимах полета, имеет сложную схему редуцирования и управления электромотором и ТДД при вращении одного толкающего винта от элетромотора, но и снижает стабильность управления и безопасность в случае отказа одного из двух двигателей. Вторая - это то, что перезаряжаемые литиево-ионные аккумуляторные батареи электросамолета, имеющие вес (порядка 35%) от пустого его веса, что весьма снижает полезную нагрузку и, как следствие, уменьшает весовую отдачу. Третья - это то, что литиево-ионная батарея позволит электросамолету улететь на расстояние в 540 км при крейсерской скорости 296 км/ч, а при падении ее зарядки до 25% от максимального значения включится внутренний источник генерирующей мощности - ТДД и будет в полете подпитывать аккумулятор. Топливный бак самолета может вместить 86,2 литра топлива, что эквивалентно дополнительным 1310 км при общей дальности полета до 1850 км. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и веса перезаряжаемых аккумуляторов, но и повышения горизонтальной тяговооруженности и обеспечения возможности выполнения технологии короткого взлета и посадки (КВП).Reasons that impede the task: the first is that the electric plane mod. GT4 with a pusher propeller at the end of the fuselage, creating only horizontal thrust for both takeoff and landing and cruising flight modes, has a complex reduction and control system for the electric motor and TDD when rotating one pusher propeller from the electric motor, but also reduces control stability and safety in case of failure of one of two engines. The second is that rechargeable lithium-ion batteries of an electric airplane, having a weight (about 35%) of its empty weight, which greatly reduces the payload and, as a result, reduces the weight return. The third one is that a lithium-ion battery will allow the electric plane to fly 540 km away at a cruising speed of 296 km / h, and when its charge drops to 25% of the maximum value, the internal generating power source - TDD will turn on and will recharge the battery in flight . The fuel tank of the aircraft can accommodate 86.2 liters of fuel, which is equivalent to an additional 1310 km with a total flight range of up to 1850 km. All this limits the possibility of further increasing the take-off weight and the weight of rechargeable batteries, but also increasing the horizontal thrust-weight ratio and ensuring the possibility of implementing the technology of short take-off and landing (KVP).
Известен многодвигательный гибридный электросамолет проекта "E-Thrust" компании "EADS", содержащий планер из композитных материалов, низкорасположенное крыло с концевыми крылышками, последовательную гибридную силовую установку, включающую систему энергонакопления и электротурбину, размещенную на конце фюзеляжа между килей U-образного оперения, вырабатывающую электричество для шести электромоторов, приводящих вентиляторы, смонтированные по три на внутренних верхних частях крыла в сгруппированных кольцевых каналах, трехстоечное убирающееся колесное шасси со вспомогательной передней опорой.The multi-engine hybrid electric aircraft of the E-Thrust project of the EADS company is known, comprising a composite airframe, a low wing with end wings, a serial hybrid power plant including an energy storage system and an electric turbine located at the end of the fuselage between the keels of the U-shaped plumage generating electricity for six electric motors that drive fans, three mounted on the upper upper parts of the wing in grouped annular ducts, three-post retractable a wheeled chassis with an auxiliary front support.
Признаки, совпадающие - наличие моноплана с низкорасположенным крылом и трехколесным шасси со вспомогательной передней опорой. Материалом для корпуса электросамолета проекта "E-Thrust" 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, последовательная гибридная схема, при которой отдельно размещенная турбина только вырабатывает электричество для шести электромоторов (по три на внутренних секциях крыла). В системе почти нет накопителей электроэнергии. Они сведены до относительно небольших емкостей, подающих энергию для взлетного режима, когда потребление взлетной энергии максимально. Это резко уменьшает вес и стоимость гибридной схемы (мало накопителей) и одновременно позволяет ограничить мощность основной электротурбины (той, что необходима для взлетного и крейсерского режимов полета), то есть сделать ее легче, дешевле, экономичнее. Модифицированная система энергонакопления электросамолета будет нового поколения и выполнена в виде суперконденсаторов. На конце фюзеляжа совместно с электротурбинной смонтировано разнесенное U-образное хвостовое оперение. Крейсерский полет могут обеспечивать шесть электромоторов с вентиляторами, смонтированными по три на внутренних частях крыла в сгруппированных кольцевых каналах.Signs that coincide - the presence of a monoplane with a low wing and a three-wheeled landing gear with an auxiliary front support. The material for the hull of the E-Thrust project electric aircraft is carbon fiber, making it light enough. Its main advantages, which will advantageously distinguish it from conventional aircraft, are powerful aerodynamics, a composite design and, of course, a consistent hybrid scheme in which a separately placed turbine only generates electricity for six electric motors (three in each of the wing's inner sections). The system has almost no energy storage. They are reduced to relatively small capacities supplying energy for the take-off mode, when the consumption of take-off energy is maximum. This dramatically reduces the weight and cost of the hybrid scheme (few drives) and at the same time allows you to limit the power of the main electric turbine (the one that is necessary for take-off and cruising flight modes), that is, make it easier, cheaper, more economical. The modified energy system of the electric airplane will be a new generation and is made in the form of supercapacitors. At the end of the fuselage, together with an electric turbine, a spaced U-shaped tail assembly is mounted. Six electric motors with fans mounted three in each on the inner parts of the wing in grouped annular channels can provide cruising flight.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что электросамолет проекта "E-Thrust" с электровентиляторами, смонтированными по три на внутренних частях крыла в сгруппированных кольцевых каналах, создающими только горизонтальную тягу как при взлетно-посадочных, так и крейсерских режимах полета, имеет сложную схему управления электромоторами при независимом вращении всех тянущих вентиляторов, что предопределяет возможность эксплуатации с бетонных взлетно-посадочных площадок длиной 1850 м, а также снижает стабильность управления и безопасность в случае отказа одной электротурбины. Вторая - это то, что перезаряжаемая система энергонакопления электросамолета будет нового поколения и выполнена в виде суперконденсаторов, имеющих вес (порядка 25…30%) от пустого его веса, что весьма снижает полезную нагрузку и, как следствие, уменьшает весовую отдачу. Третья - это то, что при отказе одной электротурбины на взлетно-посадочных режимах и при недостатке горизонтальной тяговооруженности, обеспечиваемой сгруппированными электровентияторами, имеющими диаметры в равновеликих кольцевых каналах, ограниченных верхней поверхностью крыла и фюзеляжа. Кроме того, тянущие электровентиляторы, смонтированные по три на внутренних секциях крыла в кольцевых каналах, а те, будучи расположенными по бокам фюзеляжа и в системе распределенной тяги не в самых оптимальных точках самолета, исключая за счет сгруппированных их габаритов аэродинамическое чистое крыло, что весьма ухудшает его аэродинамику. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и весовой отдачи и, как следствие, веса перезаряжаемой системы энергонакопления, а также ограничения как повышения горизонтальной тяговооруженности сгруппированных электровентиляторов и, особенно, при отказе одной его электротурбины, но и обеспечения возможности выполнения технологии КВП.Reasons that impede the task: the first is that the E-Thrust project electric aircraft with electric fans mounted three in each on the inner parts of the wing in grouped annular channels, creating only horizontal thrust both during takeoff and landing and cruising flight modes, It has a complex electric motor control scheme with independent rotation of all pulling fans, which determines the possibility of operation from concrete runways 1850 m long, and also reduces the stability of control tions and safety in the event of failure of one electric turbines. The second one is that the rechargeable energy storage system of the electric airplane will be a new generation and made in the form of supercapacitors having a weight (of the order of 25 ... 30%) of its empty weight, which greatly reduces the payload and, as a result, reduces the weight return. The third is that in case of failure of one electric turbine during take-off and landing modes and with a lack of horizontal traction provided by grouped electric fans having diameters in equal-sized annular channels bounded by the upper surface of the wing and fuselage. In addition, pulling electric fans mounted three in the inner wing sections in the annular channels, and those located on the sides of the fuselage and in the distributed thrust system are not at the most optimal points on the plane, except for the aerodynamic clean wing, due to their grouped dimensions, which greatly worsens its aerodynamics. All this limits the possibility of a further increase in take-off weight and weight return and, as a consequence, the weight of the rechargeable energy storage system, as well as restrictions on how to increase the horizontal thrust-to-weight ratio of the grouped electric fans and, especially, in case of failure of one of its electric turbines, but also to ensure the possibility of implementing KVP technology.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является электросамолет проекта "Ce-Liner" компании "Bauhaus Luftfahrt" (Германия), представляющий собой моноплан с крылом необычной формы, имеющим внешние части крыла C-образной формы, концы последних отклонены к двум мотогондолам, смонтированным по бокам фюзеляжа и имеющим электромоторы с закрытыми соосными 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 боковыми опорами.Closest to the proposed invention is an electric aircraft project "Ce-Liner" company "Bauhaus Luftfahrt" (Germany), which is a monoplane with a wing of unusual shape, having the outer parts of the wing of a C-shape, the ends of the latter are deflected to two engine nacelles mounted on the sides of the fuselage and having electric motors with closed coaxial rotor fans, contains a control system and replaceable batteries, a single-tail tail unit and a three-post retractable wheeled chassis, with a bow, in the carbon fiber fuselage auxiliary and main side supports.
Признаки, совпадающие - наличие задних мотогондол с тянущими электровентиляторами, создающими только горизонтальную тягу, содержит систему управления, равномерно распределяющую зарядку аккумуляторов электросамолета "Ce-Liner" между двумя электромоторами с вентиляторами, 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 время обработки данных.Signs that coincide - the presence of rear nacelles with pulling electric fans that create only horizontal traction, contains a control system that evenly distributes the battery charge of the Ce-Liner electric airplane between two electric motors with fans, providing speeds of up to 750 km / h at an altitude of more than 8500 m and with a flight range of up to 1700 km, a single-tail tail unit and a three-post retractable wheeled chassis with a bow support support. The minimum time for recharging batteries will be two hours, so for a quick turnaround of battery operations, they will be exchanged. In this case, 16 standard LD3 lithium-ion battery containers can be replaced within a 30-minute data processing time.
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 электровентиляторами 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 электровентиляторов ограничены размером закапотированных кольцевых обтекателей и, 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 A320, это значительно снижает полезную нагрузку и, следовательно, уменьшает весовую отдачу. Четвертая - это то, что взлетная тяга тянущих электровентиляторов обеспечивается только в горизонтальном направлении, а отсутствие возможности изменения в вертикальной плоскости направления вектора тяги этих электровентиляторов 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. Пятая - это то, что традиционная аэродинамическая его схема, у которой основную подъемную силу, необходимую для полета, создает одно крыло, являясь основной несущей аэродинамической поверхностью, а дополнительную подъемную силу - горизонтальные пилоны мотогондол и фюзеляж, обеспечивающие незначительную их составляющую в общей аэродинамической подъемной силе и, как следствие, предопределяет большую удельную нагрузку на крыло (порядка 380…430 кг/м2), которая будет повышаться пропорционально увеличению его размеров и взлетного веса. Поэтому если использовать такую аэродинамическую схему моноплана с низкорасположенным крылом C-образной формы в качестве прототипа и создавать гибридный электросамолет КВП на базе данной аэродинамической компоновки, то возможность увеличения весовой отдачи при повышении взлетного веса и дальнейшего уменьшения массы конструкции, но и геометрических размеров планера весьма затруднено. Все это ограничивает возможность также дальнейшего увеличения взлетного веса и веса заменяемых аккумуляторных батарей, но и повышения горизонтальной тяговооруженности и выполнения технологии КВП.Reasons that impede the task: the first is that the rear placement at the end and sides of the fuselage with a single tail tail of two engine nacelles with electric motors and closed pulling electric fans determines a structurally complex wing of an unusual shape made in the transverse plane of a C-shaped configuration with complex mechanization and steering surfaces of the wing - elevons, which complicates the design and longitudinal controllability. The second is that the diameters of the pulling electric fans are limited by the size of the bonded annular cowls and, as a result, limits the horizontal thrust-to-weight ratio. The third one is that the replaceable lithium-ion batteries of the Ce-Liner electric airplane with a passenger capacity of 190 people, which will be 30 tons heavier than the Airbus A320, this significantly reduces the payload and, consequently, reduces weight loss. The fourth one is that the take-off thrust of the pulling electric fans is provided only in the horizontal direction, and the lack of the possibility of changing in the vertical plane the direction of the thrust vector of these electric fans and, as a result, the possible reduction in landing speed provided by the KVP technology, this Ce-Liner electric plane does not can, which significantly reduces safety and, in particular, creates the complexity of longitudinal and lateral control with a C-shaped wing, especially on take-off and landing flight regimes, when such a wing does not have its thrust vector balanced. The fifth one is that its traditional aerodynamic design, in which the main lifting force necessary for flight, is created by one wing, being the main supporting aerodynamic surface, and the additional lifting force is the horizontal pylons of the engine nacelles and the fuselage, which provide their insignificant component in the general aerodynamic lifting force and, as a result, determines a large specific load on the wing (about 380 ... 430 kg / m 2 ), which will increase in proportion to an increase in its size and take-off weight. Therefore, if you use such an aerodynamic design of a monoplane with a low-lying C-shaped wing as a prototype and create a hybrid electric airplane KVP based on this aerodynamic configuration, 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 difficult . All this limits the possibility of further increasing the take-off weight and the weight of the replaced batteries, but also increasing the horizontal thrust-weight ratio and the implementation of the KVP technology.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном электросамолете проекта "Ce-Liner" повышения взлетного веса и увеличения весовой отдачи, увеличения площади несущих поверхностей планера и уменьшения веса заменяемой системы энергонакопления и удельной нагрузки на крыло, повышения безопасности и уменьшения сваливания, уменьшения аэродинамического и индуктивного сопротивления, повышения транспортной и топливной эффективности.The proposed invention solves the problem in the aforementioned known Ce-Liner electric plane of increasing the take-off weight and increasing weight return, increasing the area of the glider bearing surfaces and reducing the weight of the replaced energy storage system and specific wing load, increasing safety and reducing stalling, and reducing aerodynamic and inductive resistance, increase transport and fuel efficiency.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного электросамолета проекта "Ce-Liner", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он, имея двухбалочную схему и продольную компоновку триплана с низко- и высокорасположенным разновеликими крыльями, имеющими соответственно как прямую для переднего и обратную стреловидности для заднего крыла, так и больший размах с положительным и меньший размах с отрицательным углом поперечного V, но и на концах переднего крыла - нижние и верхние концевые шайбы, отклоненные соответственно в двух и трех направлениях и представляющие собой при виде сбоку в направлении полета двухэлементные стреловидные конфигурации с разновеликими концевыми шайбами, меньшие из них, являясь нижними, отклонены от законцовок переднего крыла назад и наружу от оси симметрии, а каждая большая из верхних отклонена вовнутрь к последней от законцовки переднего крыла, отгибаясь назад и вверх по радиусу к соответствующей законцовке заднего крыла, связывая консоли крыльев в замкнутый трапециевидный в плане контур, улучшающий несущую способность и фюзеляжа, имеющего несущий центроплан-отсек, и H-образного хвостового и переднего горизонтального оперений, высокорасположенные консоли которого выполнены с положительным углом поперечного V, а вертикальные кили, размещенные на разнесенных балках, смонтированных по бокам центроплана-отсека, имеют с внутренних и внешних боковых поверхностей соответственно цельноповоротный межкилевой стабилизатор (ЦПМС) и в продолжение последнего консоли заднего крыла, и выполнен по концепции распределенной тяги разновеликих винтов со схемой 4+2, которая наряду четырех электровентиляторов в кольцевых каналах, смонтированных попарно с каждой стороны соответствующего киля на консолях заднего крыла, оснащена по оси симметрии на ЦПМС гибридными расположенными тандемом мотогондолами передней с тянущим и задней с толкающим большими винтами, выполненными с взаимно противоположным их вращением и возможностью работы при различных углах их отклонения в вертикальной плоскости, и снабжен возможностью преобразования его с взлетно-посадочной конфигурации гибридного электросамолета с шестивинтовой движительной системой, имеющей два больших тянущий и толкающий винта на ЦПМС, отклоненном вверх на угол +45° и четыре меньших электровентилятора в кольцевых каналах на консолях заднего крыла, располагающих противоположно направленным их вращением между парами левой и правой их групп и обеспечивающих при этом интенсивное обтекание верхней поверхности переднего крыла и бортов несущего фюзеляжа воздушным потоком от этих групп электровентиляторов, устраняющих гироскопический эффект и создающих более плавное обтекание крыльев и несущего фюзеляжа с уменьшением сопротивления носовой и кормовой его частей за счет эффекта отсоса пограничного слоя перед этими электровентиляторами, выполненными в виде восьмилопастных винтов изменяемого шага с большой круткой трапециевидных их лопастей и диаметром равным удвоенной длине их кольцевых каналов, в полетную конфигурацию электросамолета с пяти-, четырех- или двухвинтовой движительной системой, создающей маршевую тягу, обеспечивающую третью большую, вторую среднюю или первую меньшую крейсерские скорости полета соответственно, но и обратно, при этом диаметры винтов в центральном и боковых двухвинтовых модулях соответственно большего и меньшего их диаметров, определяемых из соотношения: D=dΔ32/3, м (где D и d - диаметры больших и меньших винтов соответственно), обеспечивают возможность создания при выполнении КВП управляющих моментов, необходимых для автоматического изменения вектора тяги большей группы отклоняемых винтов при одновременном осуществлении управления тягой винтов меньшей группы и взлетно-посадочной скоростью, причем синхронно изменяющие вектор тяги отклоняемые на ЦПМС тянущий и толкающий винты большей группы, выполненные многолопастными и флюгерно-реверсивными, имеют оси их вращения, смонтированные соответственно ниже и выше относительно средней линии ЦПМС, снабженного для продольного управления балансировкой и выполнения технологии КВП возможностью нормального и расширенного диапазона его поворота в вертикальной плоскости относительно поперечной оси ЦПМС совместно с большими винтами от горизонтального положения вверх и вниз на углы от 0° до ±15° и вверх и обратно на углы от 0° до +45° соответственно, при этом для выполнения технологии укороченного его взлета с шестивинтовой движительной системой, поворотные винты большей группы которой на ЦПМС, отклоненном вверх в промежуточное положение на угол +15°, позволяющие совместно с горизонтальной тягой меньших винтов достичь максимального ускорения при разбеге с одновременным автоматическим отклонением всех закрылок на максимальные углы, создающие максимальную подъемную силу трех несущих поверхностей, снабжен возможностью синхронного и автоматического ускоренного отклонения ЦПМС вверх на угол с +15° до +45° совместно с тянущим и толкающим большими винтами, обеспечивающего достижения двух составляющих взлетной тяги: для движения вперед и одновременного вертикального подъема, шестидвигательная силовая установка, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, снабжена как парой левых и парой правых задних мотогондол с электромоторами, имеющими между собой и их парами одинаковые по пиковой мощности типоразмеры и вращательно связанными посредством муфт сцепления с редукторами соответствующих меньших винтов в кольцевых каналах, так и смонтированными на ЦПМС передней и задней гибридными мотогондолами, в каждой из последних, выполненной с меньшей по взлетной мощности типоразмером на 9% от суммы пиковых мощностей двух задних электромоторов в соответствующих боковых мотогондолах и снабженной наряду с турбовинтовым двигателем (ТВД), передающим крутящий момент на входной вал обратимого электромотора-генератора (ОЭМГ), выходной вал которого вращательно связан с редуктором соответствующего большего винта, имеются входная, но и выходная муфты сцепления, установленные на соответствующих валах соответственно между ТВД и ОЭМГ, но и между последним и редуктором большего винта и оснащена системой электропривода, включающей все электромоторы, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи и программируемым системно-логическим контроллером, получающим от датчиков скорости полета и уровня зарядки аккумуляторов при падении ее до 25% от ее максимума, выдает управляющие сигналы на выполнение при этом соответственно подключение/отключение соответствующих электромоторов в задних мотогондолах и переключение генерирующей мощности и порядок подзарядки аккумуляторов, который обеспечивается как от каждого ОЭМГ, так и одного из них, работающего в режиме электрогенератора от внутреннего источника, - ТВД соответственно как при крейсерском полете четырех- или двухвинтового электросамолета, так и на стоянке при флюгерном положении соответствующего большего винта с расположением оси его вращения вдоль линии маршевой его тяги, при этом в каждой гибридной мотогондоле ее входная и выходная электромагнитные муфты сцепления, обеспечивающие дистанционное управление их сцеплением/расцеплением вала ОЭМГ с выходным и входным валом соответственно ТВД и редуктора большего винта, позволяют реализовать в каждой из них два способа работы ТВД и три ОЭМГ, работающего в режиме и/или электромотора, но и электрогенератора, соответственно при совместной передаче их взлетной и пиковой мощности на больший винт при выполнении КВП или самостоятельной передачи в случае отказа двух ТВД со всеми четырьмя электромоторами меньших винтов как пиковой, так и номинальной его мощности на вал большего винта соответственно как при взлетно-посадочной, так и крейсерской полетной конфигурации обычного электросамолета, но и самостоятельной работы ТВД при распределенной передаче его номинальной мощности и на вал ОЭМГ, работая в режиме электрогенератора, и на вал большего винта, обеспечивая после выполнения КВП горизонтальный полет в перегрузочном варианте.The distinguishing features of the present invention from the above-mentioned famous Ce-Liner electric plane, which is closest to it, are the fact that it has a two-beam scheme and a longitudinal layout of a triplane with low and high-positioned different-sized wings, which respectively have a straight line for the front and reverse sweep for the rear wing, and a larger span with a positive and a smaller span with a negative angle of the transverse V, but also at the ends of the front wing - the lower and upper end washers, rejected respectively, in two and three directions, and when viewed from the side in the direction of flight, two-element arrow-shaped configurations with different end washers, the smaller ones being lower, are deviated from the tips of the front wing back and out from the axis of symmetry, and each of the larger ones is deflected inward to the last from the tip of the front wing, bending backward and upward along the radius to the corresponding tip of the rear wing, linking the wing consoles in a closed trapezoidal outline in plan that improves the bearing and the ability of a fuselage having a supporting center-wing compartment, and an H-shaped tail and front horizontal tail, whose high-mounted consoles are made with a positive angle of transverse V, and the vertical keels placed on spaced beams mounted on the sides of the center-wing compartment have internal and external lateral surfaces, respectively, an all-turning inter-keel stabilizer (CPMS) and in the continuation of the last console of the rear wing, and is made according to the concept of distributed traction of different-sized screws with 4 + 2 scheme, which along with four electric fans in annular ducts mounted in pairs on each side of the corresponding keel on the rear wing consoles, is equipped with a hybrid tandem engine nacelles located in front with pulling and rear with pushing large screws made with mutually opposite screws rotation and the ability to work at different angles of their deviation in the vertical plane, and is equipped with the ability to convert it from the take-off and landing configuration of a hybrid electron a flight with a six-screw propulsion system, having two large pulling and pushing screws on the CPMS, tilted upward by an angle of + 45 ° and four smaller electric fans in the annular channels on the rear wing consoles, having opposite directions of rotation between the pairs of their left and right groups and providing this intensive flow around the upper surface of the front wing and the sides of the supporting fuselage with air flow from these groups of electric fans, eliminating the gyroscopic effect and creating a smoother flow the wings and the carrier fuselage with a decrease in the resistance of the bow and stern of its parts due to the effect of suction of the boundary layer in front of these electric fans, made in the form of variable-pitch eight-blade propellers with a large twist of their trapezoidal blades and a diameter equal to twice the length of their annular channels into the flight configuration of an electric airplane with a five-, four- or two-screw propulsion system, creating a marching thrust, providing a third greater, second average or first lower cruising speed in summer, respectively, but also vice versa, while the diameters of the screws in the central and lateral twin-screw modules, respectively, are larger and smaller, determined from the relation: D = dΔ3 2/3 , m (where D and d are the diameters of the larger and smaller screws, respectively), provide the ability to create, when performing KVP, the control moments necessary for automatic change of the thrust vector of a larger group of deflected screws while simultaneously controlling the thrust of the screws of a smaller group and takeoff and landing speed Changing the thrust vector, the pulling and pushing screws of the larger group, which are made by multi-blade and vane-reversible ones, which are rejected by the CPMS, have their rotation axes mounted respectively lower and higher relative to the CPMS midline, which is equipped for longitudinal balancing control and KVP technology with the possibility of a normal and extended range of it rotation in a vertical plane relative to the transverse axis of the CPMS together with large screws from a horizontal position up and down at angles from 0 ° to ± 15 ° and up back to angles from 0 ° to + 45 °, respectively, while to perform the technology of shortened take-off with a six-screw propulsion system, the rotary screws of the larger group of which are on the CPMS, tilted upward to the intermediate position by an angle of + 15 °, allowing smaller horizontal traction the screws to achieve maximum acceleration during take-off with the simultaneous automatic rejection of all flaps to maximum angles, creating the maximum lifting force of the three bearing surfaces, equipped with the possibility of synchronous and automatic static accelerated deflection of the CPMS up to an angle from + 15 ° to + 45 ° together with the pulling and pushing large propellers, which ensures the achievement of two components of take-off thrust: for forward movement and simultaneous vertical lifting, a six-engine power unit made using parallel-serial hybrid power technology the drive is equipped with both a pair of left and a pair of right rear engine nacelles with electric motors having the same standard sizes and rotationally connected between them and their pairs of peak power by means of clutches with reducers of the corresponding smaller screws in the annular channels, as well as front and rear hybrid engine nacelles mounted on the CPMS, in each of the latter, made with a lower take-off power of a size standard of 9% of the sum of the peak powers of the two rear electric motors in the corresponding side engine nacelles and equipped with, along with a turboprop engine (TVD), transmitting torque to the input shaft of a reversible electric motor generator (OEM), the output shaft of which is rotationally connected to the gearbox, respectively There is a larger screw, there is an input but also an output clutch mounted on the respective shafts between the theater and OEM, respectively, but also between the last and the gear of the larger screw and equipped with an electric drive system that includes all electric motors, rechargeable rechargeable batteries, an energy converter with a power control unit transmission and a programmable system-logic controller, receiving from sensors of flight speed and battery charge level when it drops to 25% of its maximum, issues control In this case, the signals for execution are, respectively, connecting / disconnecting the corresponding electric motors in the rear engine nacelles and switching the generating power and the order of recharging the batteries, which is ensured both from each OEMH and one of them operating in the mode of an electric generator from an internal source, - TVD, respectively, as with cruising flight of a four- or twin-screw electric plane, and in the parking lot with the vane position of the corresponding larger propeller with the location of its rotation axis along the line and its marching thrust, while in each hybrid nacelle its input and output electromagnetic clutches, which provide remote control of their clutch / disengagement of the OEM shaft with the output and input shaft of the high-pressure turbine and the gearbox of the larger screw, allow two methods of operation of the high-pressure motor to be implemented in each of them and three OEMs operating in the mode of and / or an electric motor, but also of an electric generator, respectively, when their take-off and peak power are transferred together to a larger screw when performing KVP or self-transmission in the event of failure of two high-pressure engines with all four electric motors of smaller propellers, both of peak and its rated power to the shaft of the larger propeller, respectively, both during takeoff and landing and cruising flight configurations of a conventional electric airplane, but also independent operation of the theater of operations with distributed transmission of its rated power and to the OEMG shaft, operating in the mode of an electric generator, and to the shaft of a larger screw, providing horizontal flight in the reloading version after performing the LPC.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить гибридный электросамолет КВП, имеющий двухбалочную схему и продольную компоновку триплана с разновеликими крыльями различной стреловидности, переднее из которых стреловидное большее крыло, смонтированное ниже заднего меньшего крыла обратной стреловидности, имеет концевые шайбы, связывающие консоли крыльев в замкнутую несущую систему с фюзеляжем, имеющим несущий центроплан-отсек, передним горизонтальным и H-образным хвостовым оперениями, кили последнего, размещенные на разнесенных тонких балках, имеют с внутренних и внешних боковых поверхностей соответственно цельноповоротный межкилевой стабилизатор (ЦПМС) и в продолжение последнего консоли заднего крыла, и выполнен по концепции распределенной тяги разновеликих винтов (РТРВ) со схемой РТРВ-X4+2, имеющей наряду четырех электровентиляторов в кольцевых каналах, смонтированных попарно с каждой стороны соответствующего киля на консолях заднего крыла, оснащена по оси симметрии передней и задней гибридными мотогондолами тандемнорасположенными на ЦПМС соответственно с тянущим и толкающим большими винтами, выполненными с взаимно противоположным их вращением и возможностью работы при различных углах их отклонения в вертикальной плоскости, но и снабжен возможностью преобразования его с взлетно-посадочной конфигурации гибридного электросамолета с шестивинтовой движительной системой, включающей наряду с двумя большими винтами на ЦПМС, отклоненным вверх на угол +45°, имеет четыре меньших электровентилятора в кольцевых каналах на консолях заднего крыла, располагающих противоположно направленным их вращением между левой и правой их группами и обеспечивающих при этом интенсивное обтекание верхней поверхности переднего крыла и бортов несущего фюзеляжа воздушным потоком от этих групп электровентиляторов, устраняющих гироскопический эффект и создающих более плавное обтекание крыльев и несущего фюзеляжа с уменьшением сопротивления носовой и кормовой его частей за счет эффекта отсоса пограничного слоя перед этими электровентиляторами, выполненными в виде восьмилопастных винтов изменяемого шага с большой круткой их лопастей, в полетную конфигурацию электросамолета с пяти-, четырех- или двухвинтовой движительной системой, создающей маршевую тягу, обеспечивающую соответственно третью большую, вторую среднюю или первую меньшую крейсерские скорости полета, но и обратно. Что позволит уменьшить вес планера, увеличить полезную нагрузку, повысить весовую отдачу, транспортную и топливную эффективность. В гибридной СУ во время крейсерского полета увеличение генерирующей мощности для электропитания, когда падение заряда литиево-ионной полимерной аккумуляторной батареи снизится до 25% от ее максимума система управления в каждой гибридной мотогондоле автоматически отключит выходной муфтой сцепления больший соответствующий винт от ОЭМГ, установит его лопасти во флюгерное положение и включит ТВД, который будет вращать ОЭМГ, работающий в режиме электрогенератора, обеспечивающего подзарядку аккумуляторов как при крейсерском полете четырех- или двухвинтового электросамолета, так и на стоянке при флюгерном положении соответствующего большего винта с расположением оси его вращения вдоль линии маршевой его тяги. При этом крылья замкнутой несущей системы, имеющей трапециевидную конфигурацию в плане, увеличивают площади несущих поверхностей планера, особенно, переднего и заднего крыльев, которые объединены двухэлементными стреловидными концевыми шайбами, обеспечивающими минимальное значение аэродинамического и индуктивного сопротивления, что позволит уменьшить на них удельную нагрузку и снизить расход топлива. Поскольку при заднем расположении тандемом на ЦПМС гибридных мотогондол с передним и с задним большими винтами, выполненными соответственно по тянущей и толкающей схеме воздушных винтов с противоположным их вращением, то можно получить значительное как увеличение КПД в такой двухвинтовой винтомоторной группе, так и возможность выполнения технологии КВП. Поэтому только многодвигательный вариант гибридной СУ позволяет использовать электромоторы, ОЭМГ и ТВД меньшей мощности и, следовательно, меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит мидель каждой боковой и гибридной мотогондолы. Кроме того, это также позволяет добиться более обтекаемой формы каждой из мотогондол и, соответственно, их меньшее аэродинамическое сопротивление, особенно, при выполнении технологии КВП и, как следствие, уменьшение потерь в наклонной их тяге и повышение маршевой тяги. Все это позволит достичь весьма малошумной гибридной СУ, имеющей ряд способов ее работы и подзарядки пакета литиево-ионных аккумуляторов. Последнее при равномерном распределение заряда перезаряжаемых аккумуляторов обеспечивает как работу электромоторов, ОЭМГ и ТВД без пиковых перегрузок и при минимальной акустической сигнатуре, так и позволяет значительно повысить и безопасность полетов.Due to the presence of these features, it is possible to carry out a hybrid electric airplane KVP, which has a two-beam scheme and a longitudinal layout of a triplane with different-sized wings of different sweeps, the front of which is a swept large wing mounted below the rear smaller wing of a reverse sweep, which has end washers connecting the wing consoles in a closed load-bearing system with a fuselage having a supporting center section, anterior horizontal and H-shaped tail units, keels of the latter, placed on the spacing These thin beams have, from the inner and outer side surfaces, respectively, an all-turning inter-keel stabilizer (CPMS) and in the continuation of the last console of the rear wing, and is made according to the concept of distributed traction of different-sized screws (RTRV) with the RTRV-X4 + 2 circuit, which has four electric fans in addition annular channels mounted in pairs on each side of the corresponding keel on the rear wing consoles, equipped with front and rear hybrid engine nacelles in tandem symmetrical axes on tspms corresponding with a pulling and pushing large propellers made with their rotation opposite to each other and the ability to work at different angles of their deviation in the vertical plane, but also equipped with the ability to convert it from the takeoff and landing configuration of a hybrid electric airplane with a six-screw propulsion system, including, along with two large propellers on the CPMS, tilted upward by an angle of + 45 °, has four smaller electric fans in the annular channels on the rear wing consoles, which have their opposite direction rotation between their left and right groups, while providing intensive flow around the upper surface of the front wing and the sides of the supporting fuselage with air flow from these groups of electric fans, eliminating the gyroscopic effect and creating a smoother flow around the wings and the bearing fuselage with a decrease in the resistance of the bow and stern parts due to the effect of suction of the boundary layer in front of these electric fans, made in the form of eight-blade variable pitch screws with a large twist of their blades, into the floor tnuyu elektrosamoleta configuration with five, four or twin screw propulsion system, which creates a cruise thrust, respectively, providing a third big, middle or second first lower cruising airspeed, but inversely. This will reduce the weight of the airframe, increase the payload, increase the weight return, transport and fuel efficiency. In a hybrid SU during a cruise flight, the increase in generating power for power supply, when the charge drop of the lithium-ion polymer battery decreases to 25% of its maximum, the control system in each hybrid nacelle will automatically disconnect the larger corresponding screw from the OEMG with the output clutch, install its blades in the vane position and turn on the theater, which will rotate the OEM working in the mode of an electric generator that provides recharging of batteries as in a cruise flight four x- or twin-screw electric aircraft, and when parked with the vane position of the corresponding larger propeller with the location of its axis of rotation along the line of its main thrust. Moreover, the wings of a closed carrier system having a trapezoidal configuration in plan increase the area of the bearing surfaces of the airframe, especially the front and rear wings, which are combined with two-element arrow-shaped end washers, providing a minimum value of aerodynamic and inductive drag, which will reduce the specific load on them and reduce fuel consumption. Since in the rear tandem arrangement on the CPMS of hybrid nacelles with front and rear large propellers, made according to the pulling and pushing propeller scheme with their opposite rotation, it is possible to obtain a significant increase in efficiency in such a twin-screw propeller group, as well as the possibility of performing KVP technology . Therefore, only the multi-engine version of the hybrid SU allows the use of electric motors, OEMHs and turboprop engines of lower power and, therefore, smaller in size across them, which will reduce the midsection of each side and hybrid engine nacelle. In addition, this also makes it possible to achieve a more streamlined shape of each of the nacelles and, accordingly, their lower aerodynamic drag, especially when performing HFC technology and, as a result, reducing losses in their inclined draft and increasing marching thrust. All this will make it possible to achieve a very low-noise hybrid SU, which has a number of methods for its operation and recharging a package of lithium-ion batteries. The latter, with a uniform distribution of the charge of rechargeable batteries, ensures both the operation of electric motors, OEMG and theater of operations without peak overloads and with a minimum acoustic signature, and can significantly increase flight safety.
Предлагаемое изобретение гибридного электросамолета короткого взлета и посадки (ГЭСКВП) исполнения РТРВ-X4+2 с двумя парами и одной центральной парой двухвинтовых модулей, размещенных соответственно на консолях заднего крыла по бокам H-образного хвостового оперения и на его ЦПМС, представлено на фиг. 1.The present invention of a hybrid short take-off and landing electric airplane (HESSC) of the RTRV-X4 + 2 design with two pairs and one central pair of twin-screw modules, respectively located on the rear wing consoles on the sides of the H-shaped tail unit and on its CPMS, is shown in FIG. one.
На фиг. 1а на общем виде сбоку изображен высокоскоростной ГЭСКВП в полетной конфигурации гибридного электросамолета с шестивинтовой движительной системой, имеющей две пары меньших винтов в боковых кольцевых каналах и два больших тянущий и толкающий винта на отклоненном вверх ЦПМС на угол +45°, создающих горизонтальную и наклонную тяги винтов при выполнении технологии КВП.In FIG. 1a, a side elevational view depicts a high-speed GESKVP in the flight configuration of a hybrid electric plane with a six-screw propulsion system, which has two pairs of smaller screws in the side annular channels and two large pull and push screws on the CPMS deflected upward by an angle of + 45 °, creating horizontal and inclined thrusts of screws when performing KVP technology.
На фиг. 1б на общем виде спереди изображен высокоскоростной ГЭСКВП в полетной конфигурации электросамолета с четырех- или двухвинтовой движительной системой, обеспечивающей двумя или одной парой меньших винтов в боковых кольцевых каналах вторую или первую крейсерскую скорости горизонтального полета.In FIG. 1b, a general front view depicts a high-speed GESKVP in the flight configuration of an electric airplane with a four- or twin-screw propulsion system, providing two or one pair of smaller propellers in the lateral annular channels the second or first cruising horizontal flight speed.
На фиг. 1в изображен ГЭСКВП на общем виде сверху в полетной конфигурации гибридного электросамолета с пятивинтовой движительной системой при одном большем отключенном винте во флюгерном положении и с четырьмя меньшими и одним большим винтами при третьей большей крейсерской скорости полета.In FIG. Figure 1c shows the GESKVP in a general top view of the flight configuration of a hybrid electric airplane with a five-screw propulsion system with one larger rotor off in the weather vane and with four smaller and one larger propellers at the third higher cruising flight speed.
Высокоскоростной ГЭСКВП, представленный на фиг. 1, содержит несущий фюзеляж 1 и, имея двухбалочную схему и продольную компоновку триплана с разновеликими крыльями различной стреловидности, переднее большее стреловидное 2 из которых, смонтированное ниже меньшего заднего крыла 3 обратной стреловидности, снабжены на их концах большими верхними 4 и меньшими нижними 5 концевыми шайбами, выполнен по концепции разнесенного расположения трех пар двухвинтовых систем с задним их расположением. Каждая левая и правая боковые пары и одна центральная пара, из которых размещены соответственно на консолях заднего крыла 3 и на ЦПМС 6 H-образного хвостового оперения, кили 7 которого имеют рули направления 8. На консолях заднего крыла 3 смонтированы четыре продолговато-обтекаемой формы мотогондолы 9 с тянущими винтами меньшей группы. Два внешних винта 10 и два внутренних 11 из которых, размещенные в соответствующих боковых кольцевых каналах 12, вращательно связаны, с соответствующими электромоторами. Передняя и задняя гибридные мотогондолы 13, имеющие ОЭМГ и ТВД вращательно связанные с большими винтами тянущим 14 и толкающим 15, смонтированными соответственно ниже и выше средней линии ЦПМС 6, выполнены с возможностью работы при различных углах свободного их поворота в вертикальной плоскости между килями 7 вверх и вниз на углы от 0° до ±15° и вверх и обратно на углы от 0° до +45° соответственно для управления по тангажу при горизонтальном полете и выполнения КВП (см. фиг. 1а). Стреловидное переднее крыло 2, оснащенное закрылками 16 и элеронами 17, выполнено от несущего фюзеляжа 1 с положительным углом поперечного V, имеет в плоскости отрицательной крутки концевых его частей 18 верхние 4 и нижние 5 стреловидные концевые шайбы, отклоненные соответственно в трех и двух направлениях, представляющими собой при виде сбоку в направлении полета двухэлементные стреловидные конфигурации с разновеликими концевыми шайбами, большие из которых, отгибаясь вовнутрь к оси симметрии от законцовок переднего крыла 2, отклонены назад и вверх по радиусу к соответствующей законцовке заднего крыла 3, а меньшие - от средней линии законцовок переднего крыла 2 наружу и назад. При этом верхние концевые шайбы 4 объединяют соответствующие консоли крыльев 2 и 3 в замкнутую несущую систему трапециевидной конфигурации в плане. Обратной стреловидности заднее крыло 3, оснащенное за боковыми кольцевыми каналами 12 закрылками 19, выполнено от внешних боковых поверхностей килей 7 с отрицательным углом поперечного V. Высокорасположенное переднее горизонтальное оперение (ПГО) 20, выполненное близко расположенным к крупномерному центроплану-отсеку переднего крыла 2 и с положительным углом поперечного V, оснащено по всему размаху закрылками 21. Несущий фюзеляж 1, имеющий крупномерный центроплан-отсек с профилем крыла, интегрирован в конструктивно-силовую двухбалочную схему с крыльями 2 и 3 и Н-образным хвостовым оперением, вертикальные кили 7 которого смонтированы на тонких разнесенных балках 22.The high speed HESCR shown in FIG. 1, contains a supporting fuselage 1 and, having a two-beam scheme and a longitudinal layout of a triplane with different-sized wings of various sweeps, the front
Силовая установка выполнена по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, левые и правые мотогондолы 9 которого снабжены электромоторами, вращающими внешние 10 и внутренние 11 меньшие винты в боковых кольцевых каналах 12, а расположенные тандемом гибридные мотогондолы 13 передняя/задняя, смонтированные под/над средней линией ЦПМС 6, имеют на конце их удлиненных редукторов в передних/задних продолговатых их частях тянущий 14/ толкающий 15 большие винты. Каждая из гибридных мотогондол 13 наряду с ТВД, имеющим для отбора взлетной его мощности передний/задний (см. фиг. 1а) вывод вала, передающий крутящий момент на входной вал ОЭМГ, выходной вал которого вращательно связан с редуктором соответствующего большего винта, имеются входная и выходная муфты сцепления, установленные на соответствующих валах соответственно между ТВД и ОЭМГ, но и между последним и редуктором большего винта (на фиг. 1 не показаны). 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 аккумуляторов, который обеспечивается как от каждого ОЭМГ, так и одного из них, работающего в режиме электрогенератора от внутреннего источника мощности - ТВД соответственно как при горизонтальном полете в конфигурации четырех- или двухвинтового электросамолета, так и на стоянке при флюгерном положении больших винтов с расположением осей их вращения вдоль линий маршевой их тяги. Поворотные в вертикальной плоскости два больших воздушных винта тянущий 14/толкающий 15 (см. фиг. 1а), размещенные на ЦПМС 6, имеющего при выполнении КВП диапазон его поворота вверх от 0° до +45° и обратно, выполнены флюгерно-реверсивными с жестким креплением угле- и стеклопластиковых лопастей и возможностью широкого изменения углов их установки. Поворот ЦПМС 6 с гибридными мотогондолами 13 и четырехлопастными большими винтами 14-15, преобразующих его полетную конфигурацию с гибридного шестивинтового электросамолета КВП в пяти- или четырех- или двухвинтовой электросамолет двукрылой схемы, осуществляется с помощью электромеханических приводов (на фиг. 1 показаны), а выпуск и уборка шасси, управление закрылками 16, 19 и 21, элеронами 17 и рулями высоты 6 и направления 8 осуществляется также электрически. Трехопорное убирающееся колесное шасси, вспомогательная опора с мотор-колесом 23 убирается в носовую нишу фюзеляжа 1, главные боковые опоры с колесами 24 - в бортовые обтекатели 25.The power plant is made according to parallel-serial hybrid technology of the power drive, the left and
Управление ГЭСКВП обеспечивается общим (изменяющим силу тяги) изменением шага меньших винтов 10-11 в четырех боковых кольцевых каналах 12 и двух больших винтов тянущего 14/толкающего 15, а также отклонением элеронов 17 -рулевых поверхностей по крену, рулей направления 8 и высоты ЦПМС 6, работающего совместно с отклонением винтов 14-15. При взлетно-посадочных режимах и выполнении КВП подъемная сила создается ПГО 20, крыльями 2 и 3, наклонная/ маршевая тяга - двумя большими винтами 14-15/меныними двумя внешними 10 с двумя внутренними 11, на крейсерских режимах полета - ПГО 20, крыльями 2 и 3, маршевая тяга - пяти- или четырех- или двухвинтовой движительной системой с соответствующими винтами 15 со всеми 10-11 или всеми 10-11 винтами или только винтами 10 или 11 (см. фиг. 1). После выполнения короткого взлета и при переходе с шестивин-товой движительной системы в четырех- или двухвинтовую движительную систему и если возникает момент тангажа (Mz), то он парируется отклонением рулей высоты 6, создающих, работая позади крыльев 2 и 3, парирующую силу. После установки ЦПМС 6 с большими винтами 14-15 при расположении осей их вращения вдоль линий маршевой их тяги осуществляется возможность крейсерского горизонтального полета. При выполнении ГЭСКВП технологии укороченного взлета с шестивинтовой движительной системой его ЦПМС 6, отклоненный вверх в промежуточное положение на угол +15° с большими винтами 14-15 для достижения совместно с маршевой тягой меньших винтов 10-11 максимального ускорения при разбеге с одновременным автоматическим отклонением закрылок 21, 16 и 19, увеличивающим подъемную силу ПГО 20 и двух крыльев 2 и 3, образуя взлетную его конфигурацию, и возможность автоматического ускоренного синхронного отклонения вверх на угол с +15° до +45° ЦПМС 6 с большими винтами 14-15, позволяющего достичь двух максимальных составляющих взлетной тяги: для движения вперед и вертикального подъема.GESKVP control is provided by the general (changing the traction force) step change of smaller screws 10-11 in four lateral
Таким образом, только высокоскоростные ГЭСКВП с распределенной тягой разновеликих винтов в гибридной СУ с разнесенным их расположением в трех двухдвигательных системах и разновеликими крыльями в продольной схеме триплана, переднее большее крыло из которой, имеющее стреловидные концевые шайбы, большие верхние из них, связывая консоли крыльев, образуют замкнутую несущую систему трапециевидной конфигурации в плане могут обеспечить выполнение технологии КВП и максимальную разгрузку несущего фюзеляжа от действия аэродинамических и массовых сил. Поскольку, это еще повышает несущую способность крыльев и уменьшает индуктивное сопротивление, то все это пригодно для дальнейших инженерных приложений в ГЭСКВП, имеющих без особых массовых затрат и просто реализуемой формы законцовки с верхними и нижними стреловидными концевыми шайбами, образующими при виде сбоку стреловидную их конфигурацию (увеличивающую взлетный вес на 5,2%, скороподъемность и крейсерскую скорость до 10% и снижающую расход топлива на 5,6%). Кроме того, это позволит обеспечить выполнение технологии КВП при неожиданной потере мощности гибридной СУ, особенно, с одновременным отказом ТВД и его же с одним ОЭМГ, что весьма повышает живучесть, делая его практически идеальным. Поэтому дальнейшие исследования по созданию таких ГЭСКВП, используя вышеназванные преимущества, позволит освоить широкое их семейство (см. табл. 1). В конечном итоге, широкие эксплуатационные требования к электросамолетам нового поколения, несомненно приведут к созданию ГЭСКВП, особенно, на платформе имеющихся в наличии конструкций самолетов, что позволит весьма сократить сроки их освоения и достойно конкурировать с компаниями "EADS" (ЕвроСоюз) и "Volva Volare" (США), осваивающими гибридные соответственно многодвигательный электросамолет проекта "E-Thrust" и электросамолет модели GT4.Thus, only high-speed GESKVP with distributed thrust of different-sized propellers in a hybrid SU with their spaced apart arrangement in three twin-engine systems and with different-sized wings in the longitudinal plan of the triplane, the front larger wing of which has arrow-shaped end washers, the larger upper ones connecting the wing consoles, form a closed supporting system of a trapezoidal configuration in terms of which can ensure the implementation of KVP technology and maximum unloading of the supporting fuselage from the action of aerodynamic and masses manpower. Since this further increases the load-bearing capacity of the wings and reduces the inductive resistance, all this is suitable for further engineering applications in the GESKVP, which have, without special mass expenditures, and simply realizable ends with upper and lower arrow-shaped end washers, which form their arrow-shaped configuration when viewed from the side ( increasing take-off weight by 5.2%, rate of climb and cruising speed up to 10% and reducing fuel consumption by 5.6%). In addition, this will ensure the implementation of the LPC technology with an unexpected loss of power of the hybrid control system, especially with the simultaneous failure of a theater engine and it with one OEMH, which greatly increases survivability, making it almost ideal. Therefore, further research on the creation of such HESECs, using the above advantages, will allow them to master a wide family (see table. 1). Ultimately, the wide operational requirements for next-generation electric planes will undoubtedly lead to the creation of the GESKVP, especially on the platform of available aircraft designs, which will greatly reduce their development time and compete with the EADS (Euro Union) and Volva Volare companies "(USA), mastering the hybrid multi-engine electric aircraft of the E-Thrust project and the electric aircraft of the GT4 model, respectively.
Наиболее актуальным в современных условиях для этих целей является освоение на платформе самолета Ил-114 в первую очередь коммерческого ГЭСКВП с взлетным весом 22960 кг и для перевозки 52 человек с общей дальностью полета до 3200 км при выполнении технологии КВП. Весить пустой ГЭСКВП-5,2, изготовленный из углепластика, будет не более 15760 кг при весе аккумуляторов 5660 кг. В гибридной его СУ, включающей четыре электромотора с меньшими винтами диаметром 1,98 м и два ОЭМГ - с большими винтами диаметром 4,12 м и суммарной пиковой/номинальной их мощностью 3200/1740 кВт, имеются два генерирующих ТВД модели ВК-800 В, которые могут предоставить еще 1176 кВт (1600 л.с). При благоприятных погодных условиях литиево-полимерная батарея позволит ГЭСКВП-5,2 улететь на расстояние в 416 км при крейсерской скорости 640 км/ч. Однако при падении ее заряда до 25% от максимального значения включатся два ТВД и будут в полете, вращая ОЭМГ, работающие в режиме электрогенераторов, подпитывать аккумуляторы. Топливный его бак при выполнении КВП вмещает 1800 кг топлива, что эквивалентно дополнительным 2784 км. Поэтому, выполняя КВП и имея запас топлива на время полета 0,5 ч, и даже с учетом работы генераторных ТВД топливная эффективность для ГЭСКВП-5,2 на общей дальности полета 3200 км весьма впечатляюща и составит 10,82 г/пасс·км. В случае выхода из строя двух ОЭМГ с ТВД заряда энергии в аккумуляторах достаточно для того, чтобы ГЭСКВП-5,2 на минимальной третьей скорости долетел до ближайшего аэропорта и совершил безопасную аварийную посадку.The most relevant in modern conditions for these purposes is the development on the platform of the Il-114 aircraft, primarily commercial GESKVP with a take-off weight of 22,960 kg and for transporting 52 people with a total flight range of up to 3200 km when performing KVP technology. An empty GESKVP-5.2 made of carbon fiber will weigh no more than 15760 kg with a battery weight of 5660 kg. In its hybrid SU, which includes four electric motors with smaller screws with a diameter of 1.98 m and two OEMH with large screws with a diameter of 4.12 m and their total peak / rated power of 3200/1740 kW, there are two VKD-800 V-generating TVDs, which can provide another 1,176 kW (1,600 hp). Under favorable weather conditions, the lithium-polymer battery will allow GESKVP-5.2 to fly a distance of 416 km at a cruising speed of 640 km / h. However, when its charge drops to 25% of the maximum value, two HPTs will turn on and will be in flight, rotating OEMs operating in the mode of electric generators, energize the batteries. Its fuel tank when carrying out the KVP holds 1800 kg of fuel, which is equivalent to an additional 2784 km. Therefore, performing HFC and having a fuel reserve for a flight time of 0.5 h, and even taking into account the operation of the generator theater of fuel, the fuel efficiency for GESKVP-5.2 at a total flight range of 3200 km is very impressive and will be 10.82 g / pass · km. In the event of failure of two OEMHs with a high-voltage fuel engine, the energy charge in the batteries is sufficient for GESKVP-5.2 to fly to the nearest airport at the minimum third speed and make a safe emergency landing.
Важной особенностью применения параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода и концепции РТРВ-X4+2 в ГЭСКВП, обеспечивающей качественный рост потребительских свойств, является то, что она масштабируемая и позволяющая наряду с коммерческим ГЭСКВП-5,2 создать и легкие ГЭСКВП-2,6 с пассажировместимостью 26 человек, и беспилотные тяжелые ГЭСКВП-2,8 с взлетным весом 11480 кг, освоенные на платформе, например, самолета модели М-111.An important feature of the use of parallel-sequential hybrid technology of the power drive and the RTRV-
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014126757/11A RU2558168C1 (en) | 2014-07-01 | 2014-07-01 | Hybrid short takeoff and landing electric aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014126757/11A RU2558168C1 (en) | 2014-07-01 | 2014-07-01 | Hybrid short takeoff and landing electric aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2558168C1 true RU2558168C1 (en) | 2015-07-27 |
Family
ID=53762711
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014126757/11A RU2558168C1 (en) | 2014-07-01 | 2014-07-01 | Hybrid short takeoff and landing electric aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2558168C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2696511C1 (en) * | 2018-11-23 | 2019-08-02 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Поволжский государственный технологический университет" | Unmanned aerial vehicle for extinguishing forest fires |
| WO2022061021A1 (en) * | 2020-09-16 | 2022-03-24 | Joby Aero, Inc. | Multi-segment oblique flying wing aircraft |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6655631B2 (en) * | 2000-07-28 | 2003-12-02 | John Frederick Austen-Brown | Personal hoverplane with four tiltmotors |
| JP2006205755A (en) * | 2005-01-25 | 2006-08-10 | Japan Aerospace Exploration Agency | Propulsion system for aircraft |
| RU2394723C1 (en) * | 2009-04-13 | 2010-07-20 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multi-purpose cryogenic convertiplane |
| RU2466908C2 (en) * | 2010-05-18 | 2012-11-20 | Николай Иванович Максимов | Integrated technology of operation and production "maxinio" transport facilities: vtol electric aircraft (versions), electric aircraft units and methods of employment electric aircraft and its parts |
-
2014
- 2014-07-01 RU RU2014126757/11A patent/RU2558168C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6655631B2 (en) * | 2000-07-28 | 2003-12-02 | John Frederick Austen-Brown | Personal hoverplane with four tiltmotors |
| JP2006205755A (en) * | 2005-01-25 | 2006-08-10 | Japan Aerospace Exploration Agency | Propulsion system for aircraft |
| RU2394723C1 (en) * | 2009-04-13 | 2010-07-20 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multi-purpose cryogenic convertiplane |
| RU2466908C2 (en) * | 2010-05-18 | 2012-11-20 | Николай Иванович Максимов | Integrated technology of operation and production "maxinio" transport facilities: vtol electric aircraft (versions), electric aircraft units and methods of employment electric aircraft and its parts |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2696511C1 (en) * | 2018-11-23 | 2019-08-02 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Поволжский государственный технологический университет" | Unmanned aerial vehicle for extinguishing forest fires |
| WO2022061021A1 (en) * | 2020-09-16 | 2022-03-24 | Joby Aero, Inc. | Multi-segment oblique flying wing aircraft |
| US11572168B2 (en) | 2020-09-16 | 2023-02-07 | Joby Aero, Inc. | Multi-segment oblique flying wing aircraft |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110254706B (en) | Aircraft capable of taking off and landing vertically | |
| CN103043212B (en) | The composite aircraft that fixed-wing forms with electronic many rotors | |
| US20190375495A1 (en) | Electrical vertical take-off and landing aircraft | |
| KR20220074826A (en) | New Aircraft Design Using Tandem Wings and Distributed Propulsion System | |
| CN106586001A (en) | Multimode and multi-based unmanned aerial vehicle with tailed flying wing configuration | |
| RU2527248C1 (en) | Drone with hybrid power plant (versions) | |
| RU2547155C1 (en) | Multi-rotor unmanned electroconvertible aircraft | |
| WO2018099856A1 (en) | Electrical vertical take-off and landing aircraft | |
| WO2013056493A1 (en) | Composite aircraft consisting of fixed-wing and electrically driven propellers | |
| RU2521090C1 (en) | High-speed turboelectric helicopter | |
| US20180362169A1 (en) | Aircraft with electric and fuel engines | |
| RU2548304C1 (en) | Multirotor convertible high-speed helicopter | |
| US20210403155A1 (en) | Vtol aircraft | |
| RU2657706C1 (en) | Convertiplane | |
| RU2550909C1 (en) | Multirotor convertible pilotless helicopter | |
| RU2700154C1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| RU2648503C1 (en) | Unmanned convertiplane with an arched wing | |
| US20210403164A1 (en) | Vehicle, system, and method for vertical take-off and landing | |
| CN108995802A (en) | A kind of modular propulsion system and can be with the aircraft of vertical and landing takeoff | |
| RU2609856C1 (en) | Fast-speed convertible compound helicopter | |
| RU2543120C1 (en) | Multirotor hybrid electrical convertiplane | |
| RU2542805C1 (en) | Vtol aircraft with hybrid power plant | |
| RU2534676C1 (en) | Cryogenic turbo-electric stol aircraft | |
| RU2629473C1 (en) | Unmanned vertiplane with channel propellers | |
| RU2577931C1 (en) | Hybrid short takeoff and landing aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170702 |