ГИБРИДНЫЙ ДИРИЖАБЛЬ

Полезная модель относится к воздушным транспортным средствам, преимущественно дирижаблям, в процессе движения которых осуществляют регулирование аэростатической составляющей подъемной силы сжатием газов легче воздуха, а также нагревом и охлаждением воздуха и газов легче воздуха.
В настоящее время одной из главных проблем развития транспортного воздухоплавания в мире является сравнительно малая, по сравнению с другими видами воздушного транспорта скорость передвижения и сложность регулирования аэростатической подъемной силы, особенно при приземлении и взлете.
В связи с относительно большим удельным объемом корпусов дирижаблей их скорость и, соответственно, мощность двигательно-движительных установок, по сравнению с современным авиационным транспортом со скоростями в б00-900 км/час, при примерно сопоставимых мощностях силовой установки, грузоподъемности и дальности полета не может превышать 180-200 км/час, в противном случае, при дальнейшем увеличении удельной мощности силовой установки рентабельность их использования резко падает.Для доказательства этого утверждения ниже приведен «Сравнительный расчет эффективности перевозок авиационным транспортом и заявленным гибридным дирижаблем», в то время как в описаниях существующих патентов изобретений и полезных моделей не предоставляется расчетов оптимальной скорости, являющейся рентабельной по трем основным параметрам: грузоподъемности, дальности полета и мощности двигательно-движительной установки.
Другим недостатком, препятствующим распространению этого вида транспорта, является, в связи с особенностью использования в качестве вертикальной подъемной силы газов легче воздуха, необходимость ее балансировки посредством уменьшения или увеличения объемов газов, а также их нагревом или охлаждением, либо посредством использования балласта, якорных устройств, или применением двигательно-движительных установок (комплексов) с вертикальной тягой.
Из уровня техники известны авиационные и аэростатические транспортные средства, где подъемная сила, кроме создающейся легкими газами в крыльевой либо тороидальной оболочке, создается также двигательно-движительными комплексами с вертикальной тягой (RU 2385257 С1, опубл. 27.03.2010, RU 2092381 С1, опубл 10.10.1997). Однако при этом известные движительные установки либо должны использоваться только при взлете и посадке, а в полете являются балластом, либо создают дополнительную подъемную силу в процессе полета помимо тяговых, что усложняет общую конструкцию и увеличивает расход топлива.
Имеются также проекты использования в качестве регулирования подъемной силы так называемое « термическое регулирование» горячим воздухом, при котором дирижабль обычной веретенообразной формы способен раздвигаться по горизонтальному сечению и в данном пространстве горячим газом надувается дополнительная оболочка (RU 107765 U1, опубл. 24.03.2011, RU 2249536 С1, опубл. 10.04.2005). При этом лобовое сопротивление аппарата в процессе перелета увеличивается, что требует дополнительных мощностей силовой установки и топлива, а сама конструкция аппарата значительно усложняется.
Известна полезная модель гибридного дирижабля (RU 65466 U1, опубл. 10.08.2007), в котором, помимо создания и регулирования подъемной силы двигательно-движительными установками вертикальной тяги в крыльевых оболочках, она создается несколькими, по мере утяжеления перевозимого груза, мягкими оболочками, установленными по центральной продольной оси аппарата. Известный гибридный дирижабль можно принять за ближайший аналог заявленной полезной модели (прототип) по наибольшему количеству одинаковых существенных признаков.
Недостаток прототипа заключается в том, что горизонтальный полет и вертикальный подъем дирижабля обеспечиваются разными двигателями, что усложняет конструкцию двигательно-движительной установки, а в связи с размещением в центральной части крыла двигателей вертикальной тяги аэродинамические свойства крыла ухудшаются, при этом увеличивается лобовое сопротивление. Кроме того, по мере расходования топлива при перелете возникает необходимость балластировки дирижабля, что потребует наличие емкостей высокого давления, их правильное размещение в дирижабле для обеспечения аэродинамики полета, что также усложняет конструкцию прототипа.
Задачей полезной модели заключается в создании такой конструкции дирижабля, которая позволила бы реализовать его балластировку за счет уменьшения объема легких газов, создающих подъемную силу, компенсирующую запас топлива по мере его расходования, путем компрессионного сжатия и закачивания в емкости оболочки жесткого корпуса, а компенсацию веса груза производить отдельной мягкой оболочкой, за счет заполнения ее горячим воздухом от двигательно-движительных установок.
Такое разделение балластировки позволяет эксплуатировать дирижабли, в случае необходимости, без груза; осуществлять газораспределение в процессе полета, исключая балластировку грузами; оптимизировать регулирование аэростатической подъемной силы, увеличивая или уменьшая скорость полета; улучшить аэродинамическое качество крыльевой системы за счет уменьшения лобового сопротивления, что в целом позволит повысить эффективность эксплуатации дирижаблей, как специфичного вида воздушного транспорта.
Поставленная задача может быть реализована, а ее технический результат может быть достигнут посредством конкретного технического решения заявленного гибридного дирижабля, содержащего двигательно-движительную установку, снабженную элементами управления крыльевую поверхность с основными газовыми объемными оболочками, пилотскую кабину, подвесную грузовую кабину, отличающегося тем, что
- двигательно-движительная установка включает размещенные под крылом попарно и симметрично друг другу относительно как его вертикальной продольной плоскости, так и вертикальной поперечной плоскости, проходящей через аэродинамический фокус дирижабля, капотированные двигатели с парными винтами противоположного вращения, смонтированные с возможностью изменения направления тяги посредством поворота вокруг горизонтальной поперечной оси (что позволяет более эффективно подавать теплый воздух в верхнюю мягкую оболочку, использовать двигатели как подъемные, так и как тяговые, для создания воздушной подушки под корпусом аппарата при старте с воды или земли, либо при полете в режиме экрана, а также производить подогрев газов оболочек жесткого корпуса через его нижнюю поверхность при стоянке или в режиме полета);
- крыльевая поверхность выполнена в виде сплошного прямоугольного крыла аэродинамической формы с жестким корпусом на основе каркаса, сформированного поперечным и продольным набором, частично включающим пустотелые элементы (что позволяет обойтись без использования емкостей высокого давления для легких газов, как отдельной части оборудования дирижабля, а вместо последних использовать пустотелые элементы набора каркаса, преимущественно трубчатого или овального сечения);
- прямоугольное крыло ограничено по краям объемными концевыми шайбами, примыкающими к его нижней плоскости под углом в пределах 1,5-5 градусов и представляющими собой нижнюю надувную опорную поверхность дирижабля, расположенную ниже двигательно-движительной установки и снабжено боковыми треугольными в сечении наделками(булями),переходящими в кормовые горизонтальные стабилизаторы с винглетами (концевыми шайбами) и кормовыми вертикальными стабилизаторами (что позволяет осуществлять посадку как на землю, так и на воду, а также производить полет в режиме экраноплана, при этом аппарат с булями более устойчив к боковым ветровым нагрузкам);
- основные объемные оболочки, верхняя и нижняя, размещены друг над другом внутри жесткого корпуса крыла по всей его площади с возможностью постоянного заполнения нижней - легким газом, а верхней, - легким газом с возможностью его замещения воздухом (что позволяет компенсировать уменьшение веса топлива по мере его расходования в полете, исключая балластировку специальными грузами);
- верхняя оболочка жесткого корпуса выполнена с возможностью сжатия легкого газа, например, посредством компрессорной установки по мере расходования топлива в процессе полета и подачи сжатого легкого газа в пустотелые элементы набора каркаса жесткого корпуса, с одновременным забором забортного воздуха в верхнюю оболочку объемом, соответствующем объему удаленного сжатого легкого газа (что позволяет отказаться от балластировки весом, особенно в полете на дальние расстояния);
- крыльевая поверхность снабжена третьей мягкой надувной оболочкой, примыкающей по периметру в плане к верхней плоскости крыла с возможностью ее заполнения горячим воздухом от поворотный двигательно-движительной установки через вертикальные трубчатые каналы, расположенные в оболочках жесткого корпуса крыла, причем третья мягкая оболочка повторяет общую конфигурацию аэродинамической формы верхней плоскости крыла с возможностью изменения относительной толщины профиля «С» как в сторону увеличения общей толщины профиля, так и в сторону ее уменьшения, вплоть до прилегания к жесткому корпусу (что позволяет по мере подъема дирижабля и его разгона стравливать воздух из верхней мягкой оболочки, уменьшая лобовое сопротивление с увеличением аэродинамического качества крыльевой системы и с соответствующим уменьшением аэростатической подъемной силы, увеличить скорость полета гибридного дирижабля);
- объемы всех трех оболочек выполнены с возможностью создания аэростатической подъемной силы, равной соответственно: нижней в жестком корпусе - сухому весу дирижабля с экипажем и оборудованием (что позволяет осуществлять хранение и ремонт дирижабля без дополнительных якорных устройств и лебедок с ручным перемещением); верхней в жестком корпусе - весу топлива, необходимого для максимальной дальности полета без дозаправки на земле (что позволяет исключить дополнительную балансировку в полете); мягкой надувной - максимальному возможному весу перевозимого груза (что позволяет использовать аэродинамические свойства крыла для уменьшения общей аэростатической подъемной силы в процессе полета, по мере увеличения скорости, осуществляя при этом вертикальные перемещения).
Сопоставительный анализ существенных признаков заявленной полезной модели в сравнении с ее аналогами свидетельствует, что из известного уровня техники на дату подачи заявки не известно и не следует явным образом устройство того же назначения, что и заявленная полезная модель, в котором бы применялась вся совокупность приведенных в пунктах формулы и раскрытых в описании существенных признаков.
При этом предложенная совокупность существенных признаков обеспечивает возникновение у заявленной полезной модели новых свойств, позволяющих реализовать поставленную задачу, что означает ее соответствие критерию «новизна».
В целом конструкция заявленной полезной модели технологична в изготовлении, поэтому ее производство не представляет технических трудностей, что свидетельствует о соответствии полезной модели также и критерию «промышленная применимость».
Заявленная полезная модель проиллюстрирована рисунками, где схематично изображено:
- на фиг. 1 - конструкция гибридного дирижабля, вид спереди;
- на фиг. 2 - вид сбоку;
- на фиг. 3 - вид сверху;
Заявленная полезная модель гибридного дирижабля (фиг. 1-3) представляет собой сплошное прямоугольное крыло 12 аэродинамической формы с жестким корпусом 3, имеющее горизонтальное 5 и вертикальное с наклоном 11 оперение, которые компенсируют центр тяжести и аэродинамический фокус в первой трети длины его хорды. Жесткий корпус 3 представляет собой каркас, сформированный поперечным и продольным набором (на рисунках условно не показано), включающим пустотелые элементы, преимущественно трубчатого или овального сечения, которые служат, помимо обеспечения общей жесткости каркаса, емкостями высокого давления для легких газов. Аэродинамическое крыло 12 содержит продольные элементы 15 усиления жесткости, компенсирующие нагрузки от веса транспортируемого груза и запасов топлива. В носовой части крыла 12 смонтирована пилотская кабина 8.
Основные объемные оболочки, нижняя 4, приспособленная для постоянного заполнения легким газом (газом легче воздуха, преимущественно, гелием), и верхняя 16, приспособленная для заполнения легким газом с возможностью его замещения воздухом, размещены друг над другом внутри жесткого корпуса 3 крыла 12 по всей его площади.
Верхняя оболочка 16 жесткого корпуса 3 крыла 12 выполнена с возможностью сжатия легкого газа, например, компрессорной установкой (на рисунках условно не показано), по мере расходования топлива в процессе полета, и подачи сжатого легкого газа в пустотелые элементы набора каркаса жесткого корпуса (на рисунках условно не показано), выполняющие функции емкостей высокого давления, с одновременной закачкой забортного воздуха в верхнюю оболочку 16 объемом, соответствующим объему удаленного сжатого легкого газа.
Крыльевая поверхность снабжена третьей мягкой надувной оболочкой 7 из упругого, жаростойкого в местах соприкосновения с горячим воздухом материала, примыкающей по периметру в плане к верхней плоскости крыла 12, с возможностью ее заполнения воздухом, нагретым до температуры 100-140 градусов Цельсия, от поворотной двигательно-движительной установки через вертикальные трубчатые каналы 10, расположенные в оболочках жесткого корпуса 3 крыла 12. Третья мягкая оболочка 16 посредством устройств специальной подводящей системы, при заполнении ее забортным воздухом, повторяет конфигурацию аэродинамической формы верхней плоскости крыла 12, с возможностью изменения относительной толщины общего профиля « С» как в сторону увеличения общей толщины профиля, так и в сторону уменьшения, вплоть до прилегания к жесткому корпусу 3. При этом, вышеупомянутая изменяемая конфигурация мягкой оболочки 16 формируется системой выдвижных ленточных стропов (на рисунках условно не показано), охватывающих по периметру в плане жесткий корпус 3 крыла 12.
Аэродинамическая форма крыла 12 рассчитана на профиль с относительной толщиной «С», равной 0,04-0,05 на крыле с жестким корпусом 3 при полете порожним, с увеличением «С» до 0,16-0,2 при перевозке груза. При этом, за счет повышения аэродинамического качества на скорости, примерно 50 м/сек (180 км/час), согласно предварительных расчетов, достаточно заполнение легким газом двух оболочек жесткого корпуса с общим «С», равным 0,08.
Объемы всех трех оболочек 4,16 и 7 выполнены с возможностью создания аэростатической подъемной силы, равной соответственно: нижней 4 в жестком корпусе - сухому весу дирижабля с экипажем и оборудованием (что позволяет осуществлять хранение и ремонт дирижабля без дополнительных якорных устройств и лебедок с ручным перемещением); верхней 16 в жестком корпусе - весу топлива, необходимого для максимальной дальности полета без дозаправки на земле (что позволяет исключить дополнительную балансировку в полете); мягкой надувной 7 - максимальному возможному весу перевозимого груза (что позволяет использовать аэродинамические свойства крыла для уменьшения общей аэростатической подъемной силы в процессе полета, по мере увеличения скорости, осуществляя при этом вертикальные перемещения).
По мере взлета в вертикальном или наклонном положении и набора скорости до крейсерской, можно стравливать воздух из мягкой оболочки 7 вплоть до прилегания ее к верхней плоскости крыльевой поверхности. При этом за счет вертикальной составляющей аэродинамических сил, действующих на крыло 12, дирижабль сможет продолжать горизонтальный полет. Подобный способ перемещения позволяет значительно уменьшить лобовое сопротивление дирижабля и увеличить его аэродинамическое качество. После достижения конечной цели перелета, по мере уменьшения скорости и зависания над местом посадки, сжатый легкий газ заполняет оболочку 16 жесткого корпуса 3, компенсируя вертикальную составляющую аэродинамической подъемной силы. В случае, если его объема недостаточно, горячий воздух подается в мягкую оболочку 7. По мере погрузки мягкая оболочка 7 заполняется горячим воздухом, пока дирижабль не оторвется от поверхности.
При полете над сравнительно ровными поверхностями или водными акваториями одним из вариантов перелета может являться полет над ними на небольших высотах с использованием экранного эффекта, что тоже увеличивает аэродинамическое качество аппарата.
Поэтому прямоугольное крыло ограничено по краям объемными вертикальными концевыми шайбами 2, примыкающими к его нижней плоскости под углом в пределах 1,5 -5 градусов и представляющими собой нижнюю надувную опорную поверхность дирижабля, расположенную ниже двигательно-движительной установки, в случае посадки на воду, и снабжено боковыми треугольными в сечении наделками 11 (булями), для компенсации ветровых нагрузок в полете, переходящими в кормовые горизонтальные стабилизаторы 13 усеченной треугольной формы с элеронами для разворота дирижабля в полете и винглетами 1(концевыми шайбами) и кормовыми вертикальными стабилизаторами. Крыло в кормовой части снабжено откидным щитком (на рисунках условно не показано), предназначенным для создания воздушной подушки при старте с воды с небольшого разбега.
Двигательно-движительная установка включает размещенные под крылом попарно и симметрично друг другу относительно как его вертикальной продольной плоскости, так и вертикальной поперечной плоскости, проходящей через аэродинамический фокус дирижабля, капотированные двигатели 6 с парными винтами противоположного вращения, например, турбовинтовентиляторные, смонтированные с возможностью изменения направления тяги посредством поворота вокруг горизонтальной поперечной оси.
Двигатели 6 могут быть применены трех вариантов: поворотные с горизонтальными осями поворота на наружных частях винтовых насадок -капотов, с наделками поворотных сопел, со специальными горизонтальными стабилизаторами, отклоняющими струю реактивных газов на нижнюю плоскость крыльевой поверхности. Помимо использования этих двигателей для нагнетания горячего воздуха в мягкую оболочку, они используются как подъемные при старте, как тяговые в процессе полета, а также для создания воздушной подушки при старте с воды или ровной земной поверхности.
Гибридный дирижабль оборудован по центральной продольной оси подвесной грузовой платформой 9 площадью, кратной площади грузового морского контейнера, нижняя часть которой расположена заподлицо с нижней крыльевой поверхностью. Она может опускаться на высоту ниже зависшего над поверхностью дирижабля, при этом грузовая платформа 9 должна быть оборудована устройством для якорения.
Грузовые операции можно осуществлять как при полной посадке дирижабля, опирающегося при этом на концевые шайбы 2 и выдвижные опоры, вмонтированные в устройства 14 для поворота капотированных двигателей 6, так и с высоты до нескольких десятков метров, опуская и поднимая грузовую платформу 9 тросовыми или иными подъемными устройствами, что производится в условиях посадки на пересеченной местности.
Рабочий цикл гибридного дирижабля, как грузового судна заключается в следующих операциях:
1. По прибытии на место погрузки дирижабль опускает грузовую платформу 9, на которую производится погрузка. При начале этой операции производится поворот капотированных двигателей 6 в вертикальное положение и заполнение мягкой оболочки 7 горячим воздухом от двигателей до тех пор пока общая подъемная сила будет равна взлетному весу (вес груза и вес порожнего дирижабля). После этого двигатели 6 разворачиваются в горизонтальное положение и поднимают дирижабль на высоту горизонтального полета, регулируемую поворотными щитками крыла и закрылками кормового горизонтального оперения 13. По мере набора высоты и увеличения скорости полета, что увеличивает вертикальную подъемную силу крыла дирижабля, воздух в верхней мягкой оболочке 7 остывает, она утягивается до жесткого корпуса, а в дальнейшем до оболочки 16, что значительно уменьшает лобовое сопротивление дирижабля и способствует увеличению горизонтальной скорости. Для регулировки взлетного веса при переходе на крейсерскую (рабочую) скорость полета возможно стравливание излишков теплого воздуха через специальную клапанную подводящую систему (на рисунках условно не показано).
2. За определенное время до прибытия к месту назначения сначала часть двигателей 6, а затем и все поворачиваются в вертикальное положение и начинают нагнетать горячий воздух в оболочки 16 и 7. При этом скорость дирижабля снижается, соответственно собственная подъемная сила, как аппарата легче воздуха, увеличивается, пока не достигает взлетного веса. Дирижабль зависает над местом разгрузки и опускает груз на платформе 9, служащей одновременно и якорным устройством. По мере разгрузки часть теплого воздуха может стравливаться, если дальше дирижабль летит порожним.
Предварительный расчет двух вариантов гибридного дирижабля.
Вариант А.
Предназначен для снабжения отдаленных населенных пунктов, мелких приисков, факторий, тушения незначительных пожаров, спасательных операций, перевозок габаритных грузов (24×6×3) м весом до 30 тонн на расстояние до 3000,0 км
1. Длина аппарата - 120,0 м.
2. Ширина основного крыла - 80,0 м.
3. Ширина с горизонтальными стабилизаторами - 140,0 м.
4.Высота габаритная - 20,0 м.
5 .Максималная толщина жесткого основного крыла - 8,6 м
6. Максимальная толщина полностью наполненного гелием и воздухом крыла - 19,0 м
7. Подъемная сила оболочки с гелием - 32500,0 кг.
8. Подъемная сила нижней оболочки с воздухом (при Т=100.0 град.) - 11500,0 кг.
9. Подъемная сила верхней оболочки с воздухом - 18800,0 кг.
10. Максимальная допускаемая температура воздуха (при взлете) - 120,0 град.
11. Мощность силовой установки - 4×2550,0 квт
12. Скорость крейсерская - 180,0 км/час,
13. Высота полета - 12,0-1500.0 м.
14. Сухой вес полностью снаряженного для перелета дирижабля (с топливом). - 32000,0 кг.
15. Вес перевозимого груза - 31000,0 кг.
16. Дальность полета - 3000,0 км.
17. Автономность. - 36,0 часов
Расчет лобового сопротивления дирижабля при скорости полета 50 м/сек производится по формуле F=Сх × PV/2 × S
F=0,008×1,29×2500/2×8×100=10250,0 кгс.
Расчет подъемной силы дирижабля производится по формуле
F=Су × PV/2 × S
F=0,2×1,29×2500/2×120×100=3127000,0 кг.
Расчет подъемной силы дирижабля, как крыльевой системы, произведен на основании типовой формулы и диаграммы Сх/Су с относительным утолщением крыла с=0,08 и углом атаки в 1,5 градуса и не учитывает его малое удлинение, что скорее всего, уменьшает его точность Необходимая точность должна быть определена на основании модельных испытаний в аэродинамической трубе. Однако расчет позволяет с учетом десятикратного превышения предварительно заданной весовой характеристики перевозимого груза, варьировать мощность силовой установки, крейсерскую скорость и, соответственно, дальность полета с учетом возможности уменьшения характеристики «с» до 0,04-0,03 с соответственным уменьшением лобового сопротивления дирижабля. Автор полагает, что возможно двукратное уменьшение мощности винтомоторной установки с увеличением скорости до 200-240 км/час. Возможно варьирование подъемной силы дирижабля, как крыльевой системы, посредством уменьшения угла атаки, вплоть до минусового значения, что не будет влиять на безопасность полета.
Вариант Б.
Предназначен для снабжения крупных населенных пунктов, крупных предприятий, строек, приисков, горнодобывающих предприятий, газовых и нефтяных месторождений, тушения крупных пожаров, спасательных операций, перемещения и монтажа крупногабаритных грузов (120×12×9) весом до 200,0 т на расстояние до 6000 0,км.
1. Дли на аппарата - 240,0 м.
2. Ширина основного крыла - 180,0 м
3. Ширина с горизонтальными кормовыми стабилизаторами - 360,0 м
4.Высота габаритная - 36.0 м
5. Максимальная толщина жесткого основного крыла - 16,0 м
6. Максимальная толщина полностью наполненного гелием и сжатым воздухом крыла - 32,0 м
7. Подъемная сила оболочки с гелием - 205000,0 кг
8. Подъемная сила нижней оболочки с горячим воздухом - 77000,0 кг (т - 100 град.)
9. Подъемная сила верхней оболочки с горячим воздухом - 124000,0 кг.
10. Максимально допускаемая температура горячего - 120,0 град, воздуха при взлете.
11. Мощность силовой установки. - 6х 7750,0квт.
12. Скорость крейсерская - 180,0 км/час
13. Высота полета - 24-1500 м.
14. Сухой вес полностью снаряженного дирижабля - 200000,0 кг.
15 Максимальный вес перевозимого груза - 200000,0 кг.
16. Дальность полета - 6000,0 км.
17. Автономность - 48,0 час
Расчет лобового сопротивлении дирижабля на скорости 180,0 км/час
F=0,01×1,29×1250×16×180=46440 кг.
Расчет подъемной силы дирижабля на скорости 180,0 км/час.
F=0,1×1,29×1250×240×180=6966000,0 кг.
Аналогично варианту А расчет должен корректироваться по результатам
испытания моделей. При этом предлагаемая конструкция аппарата и схема перемещения, по мнению автора, заведомо работоспособны. Принципиально возможно, в процессе полета, с учетом снижения относительной толщины «с» до 0,025-0,03 снизить его лобовое сопротивления почти в три раза. Это позволит ориентировочно увеличить скорость до 200-240 км/час и уменьшить мощность силовой установки на 30-40 процентов.
Сравнительный расчет эффективности перевозок авиационным транспортом и заявленным гибридным дирижаблем.
Расчет производится для Варианта А с самолетом АН-12 с примерно одинаковой взлетной массой, при этом вес перевозимого груза у Ан-12 в полтора раза ниже -20 тонн (при дальности полета 3000 км)
Для варианта Б сравнивается самолетАН-124 с максимальным взлетным весом 405 тонн, с грузоподъемностью 120 тонн (150) при этом максимальный вес перевозимого дирижаблем груза одинакового взлетного веса на 40 процентов выше.
Сравнительный расчет на максимально возможную дальность полета производится для перевозки определенного количества груза в одну точку по затратам топлива, как наиболее значительной составляющей общих затрат, а также по времени, необходимому для перевозки.
Данных по затратам на перевозки в отдаленные точки, не имеющие аэропортов, сравнительно с другими видами транспорта автор не имеет, но считает, что возможен сравнительный расчет с вертолетным транспортом. При этом для дирижаблей предположительно применяются капотированные ТВВД последнего поколения аналогичные Д-27 либо доработанные НК-93 с удельным расходом топлива 0,125 кг/кВт. час
Вариант А.
Вывод: По затратам на топливо перевозки дирижаблями, вариант А, на расстояние до 3000 км сопоставимы с самолетами при большем в два раза времени перевозок. При этом отсутствует необходимость в аэропортах и безопасность полетов выше.
Вариант Б.
В связи с невозможностью по запасам топлива перевозить максимальный груз в 200 тонн на дальность 6000 км для дирижабля варианта Б без дозаправки принят расчет по перевозке 100 тонн груза на 6000,0 км. обеими транспортными средствами.
Выводы: По расходу топлива стоимость эксплуатации дирижаблей ниже примерно на 15%. По затратам времени больше в три раза. Однако дирижаблям варианта Б не требуются аэродромы, они способны перевозить более тяжелые и габаритные грузы, чем самый большой на сегодня серийный транспортный самолет, и в том числе есть возможность непосредственного монтажа данных грузов с их помощью.
Заявленная конструкция полезной модели гибридного дирижабля весьма перспективна в современных условиях развития воздушного транспорта Российской Федерации и может быть эффективно использована в различных отраслях экономики, например, при осуществлении грузоперевозок в связи с освоением российской зоны шельфа Северного ледовитого океана; обслуживания пограничной зоны в районах Крайнего Севера, островов Курильской гряды и Дальневосточного побережья; в рамках развития отечественного и межгосударственного логистического почтового сообщения и т.д.