БЕСПИЛОТНЫЙ ТЯЖЕЛЫЙ ЭЛЕКТРОКОНВЕРТОПЛАН
HEAVY CONVERTIBLE ELECTRIC DRONE

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных тяжелых электроконвертопланов и гибридных электроконвертопланов с тандемным расположением трехвинтовых модулей, два передних из которых смонтированы на консолях цельноповоротного первого крыла дупланной схемы и один задний - на межкилевом цельноповоротном стабилизаторе, имеющих по одному тянущему винту с двумя толкающими винтами, обеспечивающими возможность выполнения технологии вертикального или короткого взлета и посадки (ВВП или КВП), но и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП).
Известен полномасштабный беспилотный электроконвертоплан (БЭКП) фирмы AgustaWestland "Project Zero" (Италия/Англия) [патент ЕР №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 опорой.
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 "наклонном" положении, играя роль ветряков электрогенераторов. 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, ограничивает 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. Кроме того, электрические двигатели с постоянными магнитами имеют воздушное охлаждение, а источником их энергии является пакет литиево-ионных аккумуляторных батарей на 135 А·ч напряжением 360 В, который состоит из 300 ячеек с плотностью энергии 0,15 кВт/кг. Если взлетная масса полномасштабного демонстратора "Project Zero" сопоставима с массой, например, вертолета MD-500 (около 1230 кг), то анализ показывает, что масса узлов и компонентов, которые могут быть заменены электрическими устройствами (двигатель, трансмиссия, системы силовой установки (СУ), топливная система и др.) составляет 27…40% от взлетной его массы. Поэтому, если ожидаемое время полета такого БЭКП может составлять порядка 20…25 минут, то только двухрежимная гибридная СУ, в которой используется совместный привод несущих винтов от газотурбинных двигателей и электродвигателей с генераторным источником питания и аккумуляторными батареями, используемыми в качестве аварийного источника питания (для посадки при отказах) может обеспечить достижение продолжительности полета 2…3 часа. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и весовой отдачи при повышении тяговооруженности полностью электрического тяжелого БЭКП.
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.
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. Экспериментальный БЭКП "Panther" 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.
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 равным 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, создают 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 не возможность при попутном ветре выполнить зависание в воздухе, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Четвертая - это то, что диапазон высот применения демонстратора технологии полной электрификации СУ - БЭКП "Panther" составляет всего 100…3000 м при взлетном его весе всего лишь 65 кг. Поэтому при полной электрификации СУ даже среднетяжелого БЭКП (с взлетной массой 1230 кг) с использованием в качестве источника энергии аккумуляторов с удельной массой, в 4 раза меньшей нынешней, 9 кг/кВт·ч при заданном времени полета 2…3 часа создание данного полномасштабного БЭКП осуществить невозможно, а с удельными характеристиками параллельно-последовательной гибридной СУ его масса уменьшится примерно на 27…40% по сравнению с традиционной схемой и его полномасштабная электрическая модель может быть освоена. Кроме того, современные технологии позволяют обеспечить следующие величины удельной массы электрических устройств как для электропривода (электродвигатель с блоком управления) до 0,32 кг/кВт (при мощности более 250 кВт), так и для электрогенератора до 0,23 кг/кВт, например, газотурбинный двигатель с обратимым электромотором-генератором (ОЭМГ) при мощности более 300 кВт. Поэтому, только многодвигательные параллельно-последовательные гибридные СУ могут обеспечить выполнение заданного времени полета 3…5 часов и создание полномасштабного тяжелого БЭКП.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является высокоскоростной беспилотный вертолет-самолет (Россия) [патент RU №2464203 от 02.08.2010], имеющий планер из композитного углепластика с передним горизонтальным оперением и двухкилевым оперением, смонтированным к консолям высокорасположенного крыла на разнесенных балках, содержит с внешних сторон килей консоли стабилизатора, двигатели силовой установки, передающие мощность через главный редуктор и валы трансмиссии на поворотные тянущий и толкающий винты, расположенные соответственно в носовой и кормовой части фюзеляжа, обеспечивающие горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной опорой.
Признаки, совпадающие - наличие трех несущих плоскостей продольной схемы триплана: переднее горизонтальное оперение (ПГО), трапециевидное крыло с разнесенными на консолях балками двухкилевого оперения, имеющего с внешних сторон консоли цельноповоротного стабилизатора (ЦПС), и с переменной стреловидностью наплывами, объединяющими в единую конструкцию крыло и фюзеляж, представляющий собой в плоскости симметрии S-образный профиль. Поворотные валы редукторов тянущего и толкающего винтов, связанные с двигателями синхронизирующим валом, расположены соответственно в носовой и кормовой части короткого фюзеляжа и обеспечивают горизонтальную тягу и соответствующим отклонением вверх и вниз от горизонтального положения вертикальную на угол 90° или наклонную тягу на угол 65° соответственно при вертикальном или коротком взлете и посадке.
х
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что равновеликие диаметры носового и хвостового соответственно тянущего и толкающего поворотных винтов ограничены высотою стоек, особенно главного шасси, и как, следствие, это ограничивает вертикальную тяговооруженность и, особенно носового винта, частично затененного максимально отклоненными консолями ПГО, а возможность короткого взлета и посадки с отклоненными винтами на угол 65° при обеспечении угла опрокидывания φ=15° предопределяет удлинение высоты стоек шасси на 10-12%. Вторая - это то, что силовая установка (СУ), включающая газотурбинные двигатели (ГТД), размещенные с главным редуктором и валами трансмиссии в центральной части короткого фюзеляжа, расположены от последней к носовой и кормовой части фюзеляжа. Это тем самым весьма уменьшает полезный объем фюзеляжа, а также возможность размещения разведывательного и регистрирующего оборудования в фюзеляже и, особенно, в носовой его части из-за наличия переднего поворотного вала редуктора тянущего винта. Третья - это то, что задний ГТД его СУ, имеющий выхлопы, направленные по бокам и назад, осуществляет вредную обдувку заднего поворотного толкающего винта на самолетных и переходных режимах его полета. Четвертая - это то, что при висении продольное расположение носового и хвостового поворотных винтов (без управления циклическим их шагом) осложняет поперечное управление, и для чего необходимо отклонение вверх одной из двух концевых частей крыла, изменяя массовую симметрию, создает момент крена М в сторону другой не отклоненной концевой части. Это усложняет конструкцию и затрудняет при его висении поперечную управляемость и возможность при попутном ветре выполнить зависание в воздухе, но и дальнейшего увеличения взлетного веса и весовой отдачи.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном высокоскоростном беспилотном вертолете-самолете удвоения взлетного веса и повышения весовой отдачи, транспортной и топливной эффективности, упрощени конструкции и исключения управления креном при висении отклонением концевых частей крыла и главного редуктора с валами трансмиссии, упрощения поперечной управляемости при переходных маневрах, вертикальном взлете, посадке и висении и улучшения поперечной и курсовой устойчивости, а также управляемости по крену и курсу.
<mrow><msub><mi>L</mi><mrow><mi>м</mi><mi>о</mi></mrow></msub><mo>=</mo><mfrac bevelled="true"><mn>7</mn><mn>8</mn></mfrac><mo stretchy="false">(</mo><mi>D</mi><mo>+</mo><mi>d</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><mi>D</mi><mo>=</mo><mi>d</mi><mo>×</mo><msqrt><mn>2</mn></msqrt></mrow>
мо
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного высокоскоростного беспилотного вертолета-самолета, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен с разновеликими крыльями по дупланной аэродинамической схеме, включающей высокорасположенное первое крыло и большее второе крыло, и концепции тандемного расположения трехвинтовых модулей, выполненных с возможностью работы при различных углах их отклонения в вертикальной плоскости и различного типоразмера, два передних из которых одинакового по взлетной мощности типоразмера смонтированы на консолях цельноповоротного первого крыла и один задний большего по взлетной мощности типоразмера, равного сумме двух передних - на межкилевом цельноповоротном стабилизаторе Н-образного хвостового оперения как с обеспечением разнесения поперечных осей их поворота соответственно ближе и дальше от центра масс, так и с возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета девятивинтовой несущей схемы, имеющей при этом от всех несущих винтов полную компенсацию реактивных крутящих моментов и при противоположном направлении вращения между тянущим и толкающими винтами в каждом модуле, но и при одинаковом направлении вращения между собой как левого тянущего с правыми толкающими винтами, так и правого тянущего с левыми толкающими винтами передней группы и противоположного - между тянущими винтами левым передним и задним, но и парой толкающих винтов левых передних и парой задних, в полетную конфигурацию самолета, позволяющего достичь третьей или второй крейсерской скорости полета с шести- или четырехвинтовой движительной системой, соответственно с тремя или двумя парами толкающих винтов в соответствующих трехвинтовых модулях, в каждом из которых тянущий больший винт, установленный во флюгерное положение, имеет по обе стороны от оси его вращения два меньших толкающих винта, имеющих межосевое расстояние, определяемое из соотношения:
, м (где: L - межосевое расстояние, D и d - диаметры тянущего и толкающих винтов соответственно), но и возможность достижения первой меньшей крейсерской скорости полета, обеспечиваемой толкающими винтами только задней группы винтов, но и обратно, при этом диаметр двух равновеликих тянущих винтов передней группы равен диаметру тянущего винта задней группы винтов, а диаметры несущих винтов в каждом трехвинтовом модуле, определяемые из соотношения:
, м (где: D и d - диаметры тянущего большего и меньших толкающих винтов соответственно), обеспечивают возможность создания при вертикальном взлете, посадке и висении управляющих моментов, необходимых для осуществления как поперечной управляемости, реализуемой при помощи увеличения угла установки лопастей левого переднего тянущего винта с одной стороны от оси симметрии и уменьшения углов установки лопастей правого переднего тянущего винта - с другой при одновременном автоматическом изменении тяги трех несущих винтов задней группы, обеспечивающих без изменения тангажа управляемый момент крена, так и продольного управления, создаваемого при помощи дифференцированных изменений угла установки лопастей передних и задних несущих винтов толкающей группы винтов, но и путевого управления - изменением угла установки лопастей в каждой многовинтовой группе несущих винтов, имеющих одинаковое направление вращения, как передние левые толкающие винты с задним тянущим винтом, так и задние толкающие с передними правыми толкающими винтами и, следовательно, увеличивая мощность на трех несущих винтах первой группы, имеющих при виде сверху направление вращения против часовой стрелки, и одновременно уменьшая на четырех винтах второй группы, имеющих при этом противоположное направление - по часовой стрелке, обеспечивается полный момент рысканья без изменения тангажа, крена и вертикальной тяги всех несущих винтов, силовая установка, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, снабжена левыми и правыми передними и задними мотогондолами с электродвигателями, вращательно связанными с соответствующими винтами толкающей группы, но и двумя передними и одной задней гибридными мотогондолами, в каждой из которых наряду с тянущим винтом размещен обратимый электромотор-генератор, вращательно связанные как с последним через муфту сцепления, так и с газотурбинным двигателем, содержит систему электропривода, включающую все электродвигатели, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электродвигатели и газотурбинные двигатели, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов, который обеспечивается только при горизонтальном полете его программируемым системно-логическим контроллером блока управления, получая от датчика уровня зарядки аккумуляторов и наличии их полной зарядки или падении ее до 30% от ее максимума, выдает управляющие сигналы на выполнение при этом соответственно очередного времени зависания или включение в каждой гибридной мотогондоле газотурбинного двигателя для генерации мощности от внутреннего источника, но и дистанционное управление выходной электромагнитной муфтой сцепления, расцепляющей выходной вал обратимого электромотора-генератора с валом соответствующего тянущего винта, установленного во флюгерное положение, причем с целью обеспечения возможности создания и суммарной взлетной мощности при вертикальном взлете, посадке и висении, но и как генерирующей мощности, составляющей 25% от последней, так и с одновременным обеспечением крейсерской мощности, составляющей 25% или 20% от суммарной взлетной мощности и создающей горизонтальную тягу соответственно для третьей или второй крейсерской скорости полета, его гибридная силовая установка, включающая в передних и задней трехвинтовых модулях как шесть мотогондол с толкающими винтами, передние две левых и две правых из которых, имея между парами равные, имеют сумму пиковой мощности четырех их электродвигателей, равновеликую только двум задним электродвигателям, так и три гибридные мотогондолы с тянущими винтами, передние две из которых, имея между собой равные, имеют сумму располагаемой их мощности также равновеликой только одной задней, содержащие в каждой из них и структуре располагаемой мощности наряду с пиковой мощностью обратимого электромотора-генератора, снабжена газотурбинным двигателем, имеющим взлетную мощность, составляющую равную пиковой мощности последнего, но и с обеспечением как одного способа работы, так и одного способа генерации мощности при заряде аккумуляторов соответственно как совместной работы с последним, имеющим режим электромотора, на один вал соответствующего несущего винта при вертикальном взлете, посадке и висении, так и самостоятельной работы при передаче номинальной его мощности и на последний, имеющий режим электрогенератора при крейсерском режиме горизонтального полета.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить беспилотный тяжелый электроконвертоплан по конструктивно-силовой дупланной схеме и концепции тандемного расположения разновеликих винтов (ТРРВ) по схеме 6+3, что позволит сравнительно дешево удвоить вертикальную грузоподъемность и обеспечит возможность преобразования его полетной конфигурации с вертолета девятивинтовой несущей схемы, включающей три поворотных, два из которых передних и один задний трехвинтовых модулей, в самолет шести- или четырех- или двухвинтовой движительной системы, так и обратно. Поскольку аэродинамическая дупланная схема разновеликих крыльев включает первое цельноповоротное крыло (ПЦПК), то может быть выполнена также и с большим вторым трапециевидным крылом, смонтированным выше переднего. При этом наряду двух гибридных мотогондол с тянущими винтами, смонтированных на консолях ПЦПК, его кормовой тянущий винт установлен на задней гибридной мотогондоле, смонтированной по оси симметрии на трапециевидном межкилевом цельноповоротном стабилизаторе Н-образного хвостового оперения. Кроме того, при висении, максимально поворачивая вверх консоли цельноповоротного переднего крыла, но и межкилевой цельноповоротный стабилизатор на угол 90°, это позволит значительно уменьшить потери вертикальной тяги соответственно левых и правых шести передних винтов, но и трех задних винтов. 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 зарядки литиево-ионной полимерной аккумуляторной батареи снизится до 30% от ее максимума, система управления в каждой гибридной мотогондоле автоматически отключит выходной муфтой сцепления больший тянущий винт от ОЭМГ, имеющего с соответствующим винтом расположенную горизонтально ось их вращения на самолетных режимах полета, установит его лопасти во флюгерное положение и включит ГТД в каждой гибридной мотогондоле тянущей группы винтов, который будет вращать ОЭМГ, работающий в режиме электрогенератора, обеспечивающего подзарядку пакета литиево-ионных аккумуляторных батарей в крейсерском режиме полета. Это, наравне с последним, позволит также в полетной конфигурации самолета достичь третей или второй, или первой крейсерской скорости полета с шести- или четырех- или двухвинтовой движительной системой, соответственно с тремя или двумя или одной парой толкающих винтов в соответствующих трехвинтовых модулях, в каждом из которых тянущий больший винт, установленный во флюгерное положение, снабжен двумя меньшими толкающими винтами, разнесенными по обе стороны от гибридной мотогондолы. Наличие этих признаков позволит при переходных маневрах повысить путевую устойчивость и управляемость по курсу, но и продольную стабильность и поперечную управляемость при висении, а размещение каждой гибридной мотогондолы тянущей группы винтов между мотогондолами толкающей группы винтов обеспечит значительное упрощение системы управления электроприводами, но и позволит исключить вредную обдувку выхлопными газами соответствующего ГТД задних толкающих винтов. Кроме того, это также позволит повысить путевую стабильность и управляемость в полетной конфигурации самолета с четырех- или двухвинтовой движительной системами соответственно на четырех передних или двух задних мотогондолах с соответствующими толкающими винтами. Все это позволит достичь весьма малошумной гибридной СУ, имеющей систему электропривода, включающую электродвигатели, питаемые от аккумуляторной батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим все электродвигатели и все ГТД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки литиево-ионных аккумуляторов, что обеспечит при равномерном распределении зарядки аккумуляторной перезаряжаемой батареи возможность одновременной работы электродвигателей и, особенно, всех трех ГТД без пиковых перегрузок и при минимальной акустической сигнатуре. Это позволит также повысить безопасность полетов и использовать ГТД меньших габаритов в его поперечнике, что обеспечит значительное уменьшение как миделя гибридной мотогондолы, так и ширину переднего обтекателя носовой ее части и, следовательно, предопределит меньшее затенение соответствующего тянущего винта при вертикальном взлете, посадке и висении.
Предлагаемое изобретение беспилотного тяжелого электроконвертоплана (БТЭК) двухбалочной схемы и варианты его использования представлены на фиг.1-2.
На фиг.1 на общем виде сбоку изображен высокоскоростной БТЭК исполнения ТРРВ-Х6+3 с гибридными трехвинтовыми модулями, два передних из которых смонтированы на консолях цельноповоротного первого крыла дупланной схемы и один задний - на межкилевом цельноповоротном стабилизаторе Н-образного хвостового оперения в полетной конфигурации самолета с шестивинтовой движительной системой на крейсерских режимах горизонтального полета.
На фиг.2 на общем виде сверху изображен высокоскоростной БТЭК исполнения ТРРВ-Х6+3 с гибридными трехвинтовыми модулями, два передних из которых смонтированы на консолях цельноповоротного первого крыла дупланной схемы и один задний - на межкилевом цельноповоротном стабилизаторе (ЦПС) Н-образного хвостового оперения в полетной конфигурации вертолета с девятивинтовой несущей схемой на режимах вертикального взлета, посадки и висения.
Высокоскоростной БТЭК исполнения ТРРВ-Х6+3, выполненный по двухбалочной схеме и концепции тандемного расположения двух передних и одного заднего трехвинтовых модулей и представленный на фиг.1 и 2, содержит фюзеляж 1 и высокорасположенное крыло 2, имеющее на его консолях под крылом 2 разнесенные балки 3. Последние объединяют фюзеляж 1 и второе большее крыло 2 в единую плавно образованную конструктивно-силовую дупланную схему с меньшим ПЦПК 4, имеющим на консолях левый и правый трехвинтовые модули с гибридными 5 и консольными 6 мотогондолами соответственно с двумя большими и четырьмя меньшими винтами. В кормовой части фюзеляжа 1 на разнесенных балках 3 смонтировано двухкилевое Н-образное хвостовое оперение 7 с межкилевым ЦПС 8 и киль-шайбами 9, имеющими соответственно рули высоты 8 и направления 10. Трапециевидное крыло 2, оснащенное закрылками 11 и элеронами 12, размещено в дупланной аэродинамической схеме выше консолей ПЦПК 4, имеющего две гибридные 5 и четыре консольные 6 мотогондолы, смонтированные по обе стороны от продольной оси фюзеляжа 1, имеют диапазон их поворота от -5° до +97,5°. Задний трехвинтовой модуль 13, больший по типоразмеру взлетной мощности, равен двум передним, имеющим одинаковые взлетные мощности между собой, смонтированный на трапециевидном ЦПС 8, оснащен гибридной 14 и двумя консольными 15 мотогондолами соответственно с большим и меньшими винтами. При этом концевые части 16 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 и подзарядки аккумуляторных батарей.
Силовая установка, выполненная по гибридной технологии силового привода, имеет консольные левые и правые поворотные четыре передние 6 и две задние 15 мотогондолы, которые снабжены электродвигателями, вращающими соответственно передние 17-18 и задние 19-20 винты толкающей группы, а поворотные гибридные две передние 5 и одна задняя 14 мотогондолы, смонтированные соответственно между консольными мотогондолами 6 и 15, имеют на конце их передних продолговатых частей соответственно передние 21-22 и задний 23 винты тянущей группы. Каждая из гибридных мотогондол 5 или 14 наряду с ГТД, имеющим для отбора взлетной его мощности передний вывод вала, передающий крутящий момент на входной вал соответственно редуктора передних 21-22 или заднего 23 винтов, снабжена обратимым электромотором-генератором, вращательно связанным с валом последнего и через выходную муфту сцепления, установленную на соответствующих валах перед ОЭМГ и за передними 21-22 или задним 23 винтом тянущей группы соответственно. Гибридная СУ оснащена системой электропривода, включающей все электродвигатели, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим все электродвигатели и все ГТД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки литиево-ионной полимерной аккумуляторной перезаряжаемой батареи от ОЭМГ, который в режиме электрогенератора при полетной конфигурации четырехвинтового самолета обеспечивает основной способ генерации мощности в каждой гибридной мотогондоле 5 и 14 от внутреннего источника энергии - ГТД. При этом ГТД, выполненные, в частности, для их работы на авиакеросине, установлены с максимальной простотой обслуживания и эксплуатации в гибридных мотогондолах 5 и 14. Четырехлопастные винты трехвинтовых модулей двух передних и одного заднего, последний из которых имеет диапазон поворота от -15° до +97,5°, выполнены флюгерно-реверсивными и без автоматов перекоса их лопастей и с жестким креплением угле- и стекло пластиковых лопастей и возможностью широкого изменения углов их установки. Поворот трехвинтовых модулей с винтами передними 17-18 и 21-22 и задними 19-20 и 23, преобразующих его полетную конфигурацию с вертолета девятивинтовой несущей схемы в шести- или четырех- или двухвинтовой самолет дупланной схемы, осуществляется с помощью электромеханических приводов, а выпуск и уборка шасси, управление закрылками 11, элеронами 12 и рулями высоты 8 и направления 10 осуществляется также электрически (на фиг.1 и 2 не показаны). Трехопорное убирающееся колесное шасси, вспомогательная опора с мотор-колесом 24 убирается в переднюю нишу фюзеляжа 1, главные боковые опоры с колесами 25 - в бортовые обтекатели 26.
Z
Управление гибридным БТЭК обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага поворотных шести передних винтов 17-18 с 21-22 и трех задних винтов 19-20 с 23 и отклонением рулевых поверхностей 8, 10, и 12, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается крыльями 2 и ПЦМК 4, горизонтальная тяга при 3-й, 2-й или 1-й крейсерской скорости полета - винтами 17-18 совместно с 19-20 или только винтами 17-18 или только 19-20 соответственно, на режиме висения только винтами передними 17-18 с 21-22 и задними 19-20 с 23, на режиме перехода - крыльями 2 и ПЦМК 4 с винтами передними 17-18 с 21-22 и задними 19-20 с 23. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 11 второго крыла 2 отклоняются на максимальные их углы синхронно с поворотов шести передних винтов 17-18 с 21-22 и трех задних винтов 19-20 с 23 от горизонтального положения, отклоняясь одновременно все из них вверх, устанавливаются вертикально (см. фиг.2). При переходе с самолетного режима полета на режим висения и если возникает момент тангажа (M), то он парируется отклонением рулей высоты 8, создающих, работая в зоне обдува задних винтов толкающих 19-20 и тянущего 23, парирующую силу. После установки поворотных винтов передних 17-18 с 21-22 и задних 19-20 с 23 в вертикальное положение вдоль линий вертикальной их тяги осуществляется возможность вертолетных режимов полета. С приближением к поверхности земли (палубы корабля) и полете вблизи них несущие винты шесть передних винтов 17-18 с 21-22 и трех задних винтов 19-20 с 23, имеющих в каждой многовинтовой группе несущих винтов одинаковое направление вращения, как передние тянущие 21-22 винты с задними толкающими 19-20 винтами, так и задний тянущий 23 с передними толкающими винтами 17-18 (см. фиг.2), образуют под БТЭК область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки, повышающей их эффективность. Поворотные передние 17-18 с 21-22 и задние 19-20 с 23 винты отклоняются от горизонтального положения в вертикальное на угол 90° и 45° соответственно при вертикальном взлете (посадке) и взлете с коротким разбегом (посадке с коротким пробегом) БТЭК на вертолетных и самолетных режимах его полета на взлетно-посадочных режимах в перегрузочном варианте с максимальным взлетным весом. При этом маневрирование гибридного БТЭК на аэродроме и его разгон до 40-50 км/ч на режимах укороченного взлета обеспечивается от переднего мотор-колеса 24. Для соответствующей посадки высокоскоростного БТЭК на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 24 и 25, убирающегося трехопорного шасси.
При висении на вертолетных режимах полета продольное управление БТЭК осуществляется изменением шага винтов передней 17-18 группы и задней группы 19-20, путевое управление - изменением крутящих моментов каждой многовинтовой группы винтов, имеющих одинаковое направление вращения несущих винтов, например, как передние левые толкающие винты 17 с задними толкающими 19-20 винтами, так и задний тянущий 23 с передним тянущим винтом 22. Поперечное управление обеспечивается изменением шага левого несущего винта 21 и правого несущего винта 22 тянущей группы винтов, осуществляющих поперечную балансировку при одновременном изменении шага винтов задней группы винтов. Отсутствие при висении перекрытия шести передних винтов 17-18 с 21-22 и трех задних винтов 19-20 с 23 также значительно снижает вредное их 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 шесть передних винтов 17-18 с 21-22 и три задних винта 19-20 с 23 синхронно устанавливаются в горизонтальное положение (см. фиг.1). После чего убираются закрылки 11 и производится крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 10. Продольное и поперечное управление осуществляется отклонением рулей высоты 8 и элеронов 12 соответственно. На самолетных режимах полета БТЭК при создании горизонтальной тяги его толкающие винты передние 17 и 18 имеют взаимно противоположное их вращения между левой и правой группой меньших винтов и, тем самым, соответственно устраняют гироскопический эффект и обеспечивают более плавное обтекание ПЦМК 4 и крыла 2, но и весьма повышающее эффективность левых 17, 21 и правых 18, 22, но и задних 19-20, 23 групп винтов на режимах вертикального взлета, посадки и висения. При его полетной вертолетной конфигурации девятивинтовой несущей схемы реактивные моменты от поворотных винтов левых 17, 21 и правых 18, 22, но и задних 19-20, 23, используемых как несущие винты, компенсируются полностью за счет также взаимно противоположного их вращения в соответствующих группах винтов.
Таким образом, гибридный БТЭК исполнения ТРРВ-Х6+3, имеющий передние и задние поворотные винты соответственно на первом цельноповоротном крыле дупланной схемы и межкилевом цельноповоротном стабилизаторе Н-образного хвостового оперения, представляет собой гибридный вертолет-самолет двухбалочной схемы с электродвигателями, ГТД и обратимыми электромоторами-генераторами. Поворотные воздушные винты флюгерно-реверсивные, создающие вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Причем меньшее ПЦПК находится спереди большего крыла и создает дополнительную подъемную силу и разгружает его, что и предопределяет наравне с высокой тяговооруженностью гибридной СУ возможность легко реализовать и выполнение технологии ВВП и КВП, но и КВВП. Последнее весьма важно при палубном базировании и особенно высокоскоростных БТЭК, так как обеспечивает короткий взлет (достаточно и 80…100 м) с максимальным его весом и вертикальную его посадку пустого на палубу корабля.
В настоящее время известно, что конструктивно-силовые двухбалочная и, особенно, дупланная схемы самолетов обеспечивают максимальную разгрузку крыла и фюзеляжа от действия аэродинамических и массовых сил, а девятивинтовые конвертопланы, что они 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 БТЭК и гибридных электроконвертопланов (ГЭКП), используя вышеназванные преимущества, позволят освоить широкое их семейство (см. табл.1).
Наиболее актуальным в современных условиях является на базе самолета Су-80 освоение палубного БТЭК сверхтяжелого класса с взлетным весом 12400 и 13690 кг и для перевозки 2,4 и 3,2 т груза с дальностью полета до 1950 и 3250 км соответственно при выполнении ВВП и КВП. Гибридная СУ БТЭК-2,4 в передних и заднем трехвинтовых модулях имеет шесть электродвигателей и три ОЭМГ суммарной пиковой/ номинальной мощности соответственно 17647970 кВт и 1764/970 кВт и три генераторных ГТД (два АИ-450 и один ВК-800). Последние при выполнении ВВП могут предоставить еще 1176 кВт (1600 л.с.) и совместно с литиевой батарей позволят БТЭК-2,4 выполнить зависание на 20…25 минут. Затем в самолетной конфигурации при падении ее зарядки до 30% от максимального значения включатся ГТД и будут подпитывать аккумуляторы. Топливный его бак при выполнении ВВП вмещает 1070 кг, что эквивалентно трем часам полета и позволит при этом достичь радиуса действия до 975 км.
Теперь уже нет сомнений только гибридные БТЭК и ГЭКП исполнения ТРРВ-Х6+3 - это реальное и очень близкое будущее специальной и деловой авиации, но и одно из возможных направлений развития авиационной техники и электроконвертопланов, позволяющих достойно конкурировать с фирмой "AgustaWestland" (Италия).
Таблица 1
Предварительные технические требования к высокоскоростным БТЭК и ГЭКП
№ п/п
Параметры
Величины
Тип 1.1
Тип 1.2
1.
Размеры на платформе самолета:
Ил-100
Су-80
1.1
длина палубного/грузопассажирского, м
13,0/13,8
18,26/19,38
1.2
высота с двухкилевым оперением, м
4,9
5,74
1.3
размах ПЦПК/ второго крыла, м
10,02/14,94
14,28/21,0
1.4
площадь ПЦПК/ второго крыла, м<sup>2</sup>
10,04/22,32
16,38/36,41
1.5
взлетная площадка при выполнении ВВП, м<sup>2</sup>
194,3/206,2
383,5/407,0
2.
СУ с передними/задним ГТД + ОЭМГ и электродвигателями (суммарной мощностью л.с.)
BK-150/RR-300 В (2565)
АИ-450/ВК-800 В (6400)
2.1
мощность 2-х передних модулей ГТД + ОЭМГ /пиковая электродвигателей, л.с. + кВт/кВт
(160+120/120×2)×2
(400+294/294×2)×2
2.2
мощность 1-го заднего модуля ГТД + ОЭМГ /пиковая электродвигателей, л.с. + кВт/кВт
320+235/235×2
800+588/588×2
2.2
концепция размещения поворотных винтов
ТРРВ-Х6+3
ТРРВ-Х6+3
3.
Массы и нагрузки (при тяговооруженности):
(1,21)
(1,21)
3.1
нормальная при выполнении ВВП, кг
4980
12400
3.2
при взлете с коротким разбегом, кг
6020
13690
3.3
нормальная полезная нагрузка при взлете по п.3.1/п.3.2, чел. (т)
0+(1,2) 0+/(2,0)
2+22(2,2) 2+30/(3,0)
3.4
пустого/ в том числе вес аккумуляторов, кг
3350/550
8930/1738
4.
Запас топлива по п.3.1/п.3.2, кг
430/670
1070/1660
5.
Диаметр передних винтов D/d, м
2,25×2/1,59×4
3,55×2/2,51×4
5.1
Диаметр задних винтов D/d, м
2,25×1/1,59×2
3,55×1/2,51×2
5.2
Ометаемая площадь всеми винтами, м<sup>2</sup>
23,84
59,35
5.3
Скорость вращения поворотных винтов D/d:
при вертикальном взлете, мин<sup>-1</sup>
2110/2990
1340/1895
при крейсерском полете, мин<sup>-1</sup>
1688/2392
1072/1516
6.
Удельная нагрузка на сметаемую площадь всеми винтами, кг/м<sup>2</sup>
208,89
208,93
7.
Удельная нагрузка на мощность, кг/л.с.
1,94
1,94
7.1
Критерий п.3.3 × п.9.3 при ВВП, т·км
2340,0
4290,0
8.
Удельная нагрузка на крыло при максимальной взлетной массе по п.3.2, кг/м<sup>2</sup>
186,1
259,4
9.
Летно-технические характеристики:
БТЭК-1,2
ГЭКП-2,2
9.1
1-я/2-я крейсерская скорость на 20/25% от пиковой мощности электродвигателей, км/ч
600/650
600/650
9.2
время полета по п.3.1/п.3.2, ч
3,0/5,0
3,0/5,0
9.3
протяженность полета по п.3.1/п.3.2, км
1950/3250
1950/3250
9.4
максимальная 3-я скорость, км/ч
700
700
9.5
практический потолок, м
12500
9000
9.6
время одноразового зависания и за общее время крейсерского полета по п.3.1/п.3.2, ч
0,33×3/0,33×5
0,33×3/0,33×5
9.7
дистанция при посадке с пробегом/ при взлете с коротким разбегом, м
120/80
150/100