Самолет Российский патент 2024 года по МПК B64C27/00 B64U50/10 B64D27/02 B64D31/00 

Изобретение относится преимущественно к дозвуковым легким самолетам и самолетам транспортной категории короткого или укороченного взлета и посадки, предназначенным для осуществления перевозок пассажиров и грузов на местных и региональных авиалиниях. При этом использование небольших местных и региональных аэродромов является необходимым условием для обеспечения транспортной доступности населения и сокращения времени поездки.

Авиационные нормы летной годности гражданских легких самолетов АП-23 и гражданских самолетов транспортной категории АП-25 содержат положения, по которым длина взлетной дистанции определяется с учетом отказа двигателя. И эти положения определяют потребную длину взлетно-посадочной полосы (ВПП), особенно для самолетов с двумя двигателями. Выходом может быть использование бустерных двигателей, повышающих взлетную тяговооруженность самолета до необходимого уровня и сокращающих взлетную дистанцию.

Кроме того, при эксплуатации самолетов с грунтовых аэродромов требуется повышенная тяговооруженность для компенсации дополнительного коэффициента трения. Использование бустерной силовой установки (СУ) помогает решить и эту задачу.

Для одномоторных самолетов вместимостью до 9 пассажиров отказ двигателя не нормируется, то есть требования по безопасности снижены, по сравнению с многомоторными самолетами вместимостью 10 и более пассажиров. Использование бустерной СУ позволит обеспечить уровень безопасности одномоторных самолетов, сопоставимый с уровнем безопасности многомоторных самолетов.

Идея применения бустерных двигателей не нова. Так на самолетах Ан-24 и Ан-26 используется бустерный двигатель - турбореактивный (ТРД) РУ-19А-300. Расположен он в правой мотогондоле маршевого турбовинтового двигателя, работает на взлете и наборе высоты. Однако для малых скоростей ТРД неэффективен, и, кроме того, он достаточно тяжелый.

Для обеспечения базирования самолетов боевой авиации на грунтовых ВПП использовались пороховые ракетные ускорители, которые после взлета сбрасывались. Однако их применение на гражданских самолетах невозможно по соображениям безопасности.

В настоящее время разработаны современные авиационные электрические двигатели, которые имеют повышенную надежность, малые габариты и массу. Электрические бустерные двигатели могут приводить во вращения воздушные винты, которые в крейсерском полете складываются, например, вокруг мотогондол, практически не создавая дополнительного аэродинамического сопротивления. Небольшое время работы бустерных двигателей (около 4 минут на взлете) позволяет использовать для их энергопитания аккумуляторные батареи.

Известен патент №2776193 на изобретение «Сверхзвуковой самолет» (RU 2776193 C1) в котором электрические бустерные двигатели со складными воздушными винтами обеспечивают уменьшение шума на местности при дросселировании маршевых двигателей и обеспечения необходимой тяги за счет более эффективных на малых скоростях и малошумных бустерных двигателей с воздушными винтами. В указанном патенте двигатели бустерной СУ запитываются от генераторов, установленных на маршевых ТРД. Такой способ электроснабжения может вызвать проблемы с обеспечением безопасности при отказе маршевого двигателя и требует наличия дополнительной аварийной аккумуляторной батареи.

В качестве прототипа выбран летательный аппарат, планер, которого включает фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, шасси, описанный в патенте на изобретение US 9,789,768 B1 «Гибридная силовая установка с полностью раздельной тягой для самолетов», имеет маршевую силовую установку, состоящую из одного двигателя, и электрическую бустерную силовую установку, состоящую из двух электродвигателей со складными воздушными винтами. Бустерная силовая установка используются для обеспечения дополнительной тяги и для дополнительного обдува крыла, закрылка и элеронов; в результате чего увеличивается подъемная сила крыла и улучшается управляемость аппаратом по крену. При этом, бустерный движитель с электрическим приводом обеспечивается энергией от химической аккумуляторной батареи, топливного элемента или солнечных батарей.

Несмотря на малое время работы бустерного электродвигателя, существующие источники энергии (аккумуляторные батареи, топливные элементы и т.д.), являются самыми тяжелыми составляющими бустерной силовой установки и для улучшения летно-технических характеристик самолета, повышения его весовой и топливной эффективности требуется оптимизация аэродинамической компоновки самолета, а также состава параметров бустерной силовой установки.

Задачей предлагаемого изобретения является разработка эффективной аэродинамической компоновки самолета короткого или укороченного взлета и посадки с применением бустерной силовой установки оптимальных параметров со складными воздушными винтами. Техническим результатом настоящего изобретения является сокращение длины ВПП самолета, в том числе грунтовой, повышение безопасности самолета, в том числе, при частичном отказе маршевой силовой установкой, а также улучшение весовой и топливной эффективности самолета.

Технический результат достигается тем, что в самолете, содержащем планер, включающий фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, шасси, маршевую силовую установку, состоящую из одного или нескольких двигателей, электрическую бустерную силовую установку, состоящую, по меньшей мере, из двух электродвигателей со складными воздушными винтами, электродвигатели с воздушными винтами электрической бустерной силовой установки расположены попарно на концах крыла, выполнены с возможностью питания электродвигателя как от аккумуляторных батарей, так и небольшой вспомогательной силовой установки на основе теплового двигателя и электрогенератора, мощность электрической бустерной силовой установки составляет 30%-60% от мощности маршевой силовой установки, а механизм складывания лопастей воздушного винта электрической бустерной силовой установки выполнен с возможностью автоматического складывания лопастей при достижении безопасной скорости набора высоты, при этом электрическая бустерная силовая установка дополнительно снабжена системой автоматического отключения противоположного электродвигателя при отказе одного из двигателей или винтов электрической бустерной силовой установки.

Технический результат также достигается тем, что электрическая бустерная силовая установка состоит из двух электродвигателей с воздушными винтами, причем винты расположены впереди передней кромки крыла.

Технический результат также достигается тем, что электрическая бустерная силовая установка состоит из двух электродвигателей с воздушными винтами, причем винты расположены позади задней кромки крыла.

Технический результат также достигается тем, что электрическая бустерная силовая установка состоит из четырех электродвигателей с воздушными винтами, причем винты расположены тандемно впереди и позади его передней и задней кромок.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами.

На фиг. 1 изображен самолет, в котором воздушные винты бустерной СУ располагаются на концах крыла впереди его передней кромки.

На фиг. 2 изображен самолет, в котором воздушные винты бустерной СУ располагаются на концах крыла позади его задней кромки.

На фиг. 3 изображен самолет, в котором четыре электродвигателя с воздушными винтами бустерной СУ располагаются попарно на концах крыла тандемно впереди и позади его передней и задней кромок.

Предлагаемый самолет (см. фиг. 1, 2, 3) содержит планер, включающий фюзеляж 1, крыло 2, хвостовое оперение 3, маршевую силовую установку 4 и электрическую бустерную силовую установку 5 со складными воздушными винтами, размещенными попарно на концах крыла, с приводом от электродвигателей. На малых скоростях, когда рули вертикального оперения еще недостаточно эффективны, расположенная на концах крыла бустерная СУ обеспечивает улучшенную управляемость самолетом по рысканью за счет создания разности тяг бустерных двигателей. При этом большие плечи бустерной СУ, по сравнению с прототипом, на котором бустерные двигатели расположены в районах стыка элерона и закрылка, обеспечивают меньший потребный запас мощности для управления, что повышает весовую эффективность бустерной СУ и самолета в целом.

Электрическая бустерная СУ выполнена на базе электродвигателей, каждый из которых снабжен воздушным винтом и механизмом складывания лопастей. Бустерная СУ используется при взлете, при этом механизм складывания лопастей воздушного винта бустерной СУ выполнен с возможностью автоматического складывания лопастей при достижении безопасной скорости взлета, например, при с использованием шарнирного механизма крепления лопастей и пружин. Бустерная силовая установка работает от аккумуляторных батарей или небольшой вспомогательной силовой установки на основе теплового двигателя и электрогенератора. Маршевая СУ может состоять из одного или нескольких двигателей. Суммарная мощность электродвигателей бустерной силовой установки составляет 30%-60% от суммарной мощности маршевых двигателей.

Наличие бустерной силовой установки, повышающей взлетную тяговооруженность самолета, возможность управления самолетом по рысканью на малых скоростях за счет разности тяг двигателей, расположенных на концах крыла, повышает и управляемость, и безопасность самолета.

Для обеспечения безопасности при отказе в паре одного из бустерных двигателей требуется автоматическое отключения противоположного электродвигателя или воздушного винта из пары, поэтому бустерная силовая установка снабжена системой автоматического отключения противоположного электродвигателя (САО).

САО может быть реализована, например, на базе датчиков числа оборотов, связанных с размыкателем цепи питания противоположного электродвигателя или любым других устройств, обеспечивающих подобный эффект.

Расположение, состав и параметры мощности электрической бустерной силовой установки предлагаемого самолета, позволяющей достигнуть заявленного технического результата могут, быть следующие.

В варианте реализации самолета, показанном на фиг. 1, бустерная силовая установка 5 состоит из двух электрических двигателей с воздушными винтами, которые расположены на концах крыла 2 впереди его передней кромки. Такое расположение бустерной СУ на концах крыла обеспечивает возможность компенсации момента рысканья при отказе одного из маршевых двигателей за счет управления разностью тяг бустерной СУ. При отказе одного из электродвигателей пары или винта бустерной СУ, САО обеспечивает автоматическое отключение другого электродвигателя из пары, расположенного на противоположном конце крыла.

В варианте реализации самолета, показанном на фиг. 2, бустерная силовая установка 5 состоит из двух электрических двигателей с воздушными винтами, которые расположены на концах крыла 2 позади его задней кромки. Расположение бустерной СУ на концах крыла обеспечивает возможность компенсации момента рысканья при отказе одного из маршевых двигателей за счет управления разностью тяг бустерной СУ. При отказе одного из электродвигателей или винта бустерной СУ, САО обеспечивает автоматическое отключение другого электродвигателя из пары, расположенного на противоположном конце крыла.

В варианте реализации самолета, показанном на фиг. 3, бустерная силовая установка 5 состоит из четырех электрических двигателей с воздушными винтами, которые расположены попарно на концах крыла 2 впереди и позади его передней кромки - тандемное расположение. Четырехдвигательная бустерная СУ обладает повышенной надежностью и обеспечивает возможность компенсации возможного отказа одного из электродвигателей или воздушного винта бустерной СУ при некотором снижении ее тяги, за счет обеспечения САО автоматического отключения противоположного электродвигателя, что повышает безопасность полетов.

Количество двигателей маршевой силовой установки 3 может составлять один или два. Механизм складывания лопастей воздушных винтов бустерной силовой установки 5 выполнен с возможностью автоматического складывания лопастей при достижении безопасной скорости набора высоты, которая в авиационных нормах летной годности АП-23 и АП-25 характеризуется как минимальная безопасная скорость взлета, при которой отказ двигателя позволит продолжить набор высоты.

Оценочные инженерные расчеты показывают, что предлагаемое решение обладает рядом преимуществ по сравнению с прототипом.

Так, размещение воздушных винтов на концах крыла перед крылом, позволяет использовать положительную интерференцию воздушных винтов и присоединенных вихрей, сходящих с крыла при их противовращении, в связи с чем обеспечивается снижение индуктивного сопротивления самолета и, соответственно, потребной мощности электродвигателей бустерной СУ, как следствие повышение весовой и топливной эффективности самолета.

При расположении концевых воздушных винтов за задней кромкой крыла обеспечивается увеличение КПД воздушных винтов, что также позволяет снизить потребную мощность электродвигателей, повысить весовую и топливную эффективность самолета.

Тандемное расположение электродвигателей бустерной СУ на концах крыла позволяет использовать оба эффекта положительной интерференции воздушного винта с крылом, повысить весовую и топливную эффективность самолета. Кроме того, в случае отказа или отключения даже двух из четырех бустерных двигателей на противоположных консолях крыла, тяга бустерной силовой установки сохраняется, снижаясь примерно в два раза, при этом сохранение симметрии действующих на самолет сил и моментов обеспечивается за счет обеспечения САО автоматического отключения каждого противоположного электродвигателя из пары с отказом. То есть дополнительно повышается безопасность полетов.

Расположение бустерной СУ на концах крыла позволяет обеспечить улучшенную управляемость самолетом по рысканью на малых скоростях за счет создания разности тяг бустерных двигателей, когда рули вертикального оперения недостаточно эффективны. При этом большие плечи бустерной СУ по сравнению с прототипом, на котором бустерные двигатели расположены в районах стыка элерона и закрылка, обеспечивают меньший потребный запас мощности для управления, что повышает весовую эффективность бустерной СУ и самолета в целом.

Итак, учитывая требования авиационных норм летной годности гражданских легких самолетов АП-23 и самолетов транспортной категории АП-25 о том, что длина взлетной дистанции определяется с учетом отказа двигателя, то при ограниченной мощности маршевой СУ, использование бустерной СУ для всех трех вышеописанных вариантов повышает взлетную тяговооруженность самолета до необходимого уровня и сокращает взлетную дистанцию, обеспечивая ее соответствие посадочной дистанции. Оценки показали, что оптимальное соотношение мощности бустерной и маршевой силовых установок составляет 30%-60%, в зависимости от степени «нехватки» мощности маршевой СУ для обеспечения равенств взлетной (с учетом отказа двигателя) и посадочной дистанций. Уменьшение ниже 30% приводит к увеличению потребной мощности маршевой СУ для обеспечения необходимого уровня тяговооруженности, увеличение выше 60% приведет к повышению удельного веса бустерной СУ, которая в полете не используется. Таким образом, оптимальная мощность электродвигателей бустерной СУ (суммарная мощность всех ее электродвигателей) должна составлять величину 30%-60% от суммарной мощности двигателей маршевой СУ.

Была проведена оценка эффективности предложенного решения с точки зрения уменьшения потребной длины ВПП перспективного самолета местных авиалиний (МВЛ). Оценки показали, что для перспективного 19-местного самолета МВЛ с двумя турбовинтовыми двигателями мощностью по 800 л.с. и четырьмя электродвигателями бустерной силовой установки, размещенной на концах крыла, мощностью по 175 л.с. каждый (~44% мощности маршевой СУ) со складными тандемными винтами может быть обеспечено базирование на аэродромах с длиной ВПП 850-950 м при взлетной массе ~7,9 т, дальности полета с максимальной нагрузкой 2,1 т - 1500 км, с крейсерской скоростью 400 км/ч. Без использования бустерной СУ длина ВПП при выполнении указанных требований составит уже 1200-1400 м. Увеличение мощности маршевых двигателей обеспечивает заданное укорочение ВПП, но ведет к росту взлетной массы до ~8,6 т. и снижению топливной эффективности с ~27 г/пасс.км до ~32 г/пасс.км. Так как данное решение направлено в первую очередь на обеспечение отказобезопасности на взлете дополнительным повышением тяговооруженности, то результаты проведенных исследований будут справедливы для всех вариантов размещения бустерной СУ, мощность которой составляет 30%-60% мощности маршевой СУ, что обеспечивает сокращение дистанции прерванного-продолженного взлета двухмоторного самолета (с учетом отказа двигателя маршевой СУ), до величины посадочной дистанции. В связи с чем выполнение требование норм летной годности по учету возможного отказа двигателя не приводит к увеличению потребной длины аэродрома, не снижает весовую и топливную эффективность самолета.

Изобретение относится к дозвуковым легким самолетам и самолетам транспортной категории короткого или укороченного взлета и посадки, предназначенным для осуществления перевозок пассажиров и грузов на местных и региональных авиалиниях. Предложен самолет, содержащий планер, включающий фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, шасси, маршевую силовую установку, состоящую из одного или нескольких двигателей, электрическую бустерную силовую установку со складными воздушными винтами, с приводом от электродвигателя, размещенную на концах крыла, выполненную с возможностью питания от аккумуляторных батарей или вспомогательной силовой установки на основе теплового двигателя и электрогенератора. Мощность бустерной силовой установки составляет 30-60% от мощности маршевой силовой установки. Механизм складывания лопастей воздушного винта бустерной силовой установки выполнен с возможностью автоматического складывания лопастей при достижении безопасной скорости набора высоты. Изобретение позволяет сократить взлетную дистанцию, в том числе при базировании на грунтовых аэродромах, увеличить уровень безопасности полетов, повысить весовую и топливную эффективность. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Самолет, содержащий планер, включающий фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, шасси, маршевую силовую установку, состоящую из одного или нескольких двигателей, электрическую бустерную силовую установку, состоящую по меньшей мере из двух электродвигателей со складными воздушными винтами, отличающийся тем, что электродвигатели с воздушными винтами электрической бустерной силовой установки расположены попарно на концах крыла, выполнены с возможностью питания электродвигателя как от аккумуляторных батарей, так и небольшой вспомогательной силовой установки на основе теплового двигателя и электрогенератора, мощность электрической бустерной силовой установки составляет 30-60% от мощности маршевой силовой установки, а механизм складывания лопастей воздушного винта электрической бустерной силовой установки выполнен с возможностью автоматического складывания лопастей при достижении безопасной скорости набора высоты, при этом электрическая бустерная силовая установка дополнительно снабжена системой автоматического отключения противоположного электродвигателя при отказе одного из двигателей или винтов электрической бустерной силовой установки.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что электрическая бустерная силовая установка состоит из двух электродвигателей с воздушными винтами, причем винты расположены впереди передней кромки крыла.

3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что электрическая бустерная силовая установка состоит из двух электродвигателей с воздушными винтами, причем винты расположены позади задней кромки крыла.

4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что электрическая бустерная силовая установка состоит из четырех электродвигателей с воздушными винтами, причем винты расположены тандемно впереди и позади его передней и задней кромок.