RU2534676C1

RU2534676C1 - Cryogenic turbo-electric stol aircraft

Info

Publication number: RU2534676C1
Application number: RU2013124158/11A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2013-05-27
Filing date: 2013-05-27
Publication date: 2014-12-10

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: cryogenic turbo-electric STOL aircraft has longitudinal design of triplane with a foreplane, twin-finned H-shape tail unit. The aircraft includes fuselage, wings, wheel landing gear, power plant and variable propulsion system with three different-sized feathering reversible propellers. The foreplane has elevons and panels of all-moving tailplane designed with a capability of differential and inphase turn with reference to the interkeel pitch axis together with propellers from the level attitude downwards and upwards. The power plant, designed using the parallel-serial hybrid technology of the power actuator, is equipped with the left and right electric motors mounted in engine nacelles, gas-turbine engine equipped with forward output shaft for the power take-off to the reduction gearbox of bigger propeller and output shaft for a power take-off, rotationally connected through output and input couplings respectively with the bigger propeller and reversible motor-alternator.

EFFECT: improvement of take-off horizontal thrust/weight ratio and load ratio.

2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных и криогенных турбоэлектрических самолетов продольной компоновки триплана и двухбалочной схемы с Н-образным оперением, на стабилизаторе которого имеются отклоняемые винты в кольцевых каналах для выполнения короткого взлета и посадки при аэродромном и палубном базировании.The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the construction of unmanned and cryogenic turboelectric aircraft of a longitudinal layout of a triplane and a two-beam scheme with an H-shaped plumage, on the stabilizer of which there are deflectable screws in the annular channels to perform short take-off and landing at airfield and deck based.

Известен электросамолет проекта "ZEHST" компании "EADS", выполненный из углепластика, который содержит моноплан с низкорасположенным крылом и концевыми крылышками, двухкилевое V-образное хвостовое оперение, смонтированное совместно с кольцевым каналом, имеющим спаренные толкающие винты, вращающиеся в противоположных направлениях, фюзеляж, силовую установку, включающую два сверхпроводящих электромотора, смонтированных на конце фюзеляжа и приводящих спаренные винты, систему управления и перезаряжаемые аккумуляторные батареи, трехстоечное убирающееся колесное шасси со вспомогательной передней опорой.The well-known electric aircraft of the project "ZEHST" of the company "EADS", made of carbon fiber, which contains a monoplane with a low wing and end wings, a two-keel V-shaped tail assembly mounted in conjunction with an annular channel having paired pushing screws rotating in opposite directions, the fusel power plant, including two superconducting electric motors mounted at the end of the fuselage and driving twin screws, control system and rechargeable batteries, three-post retractable wheel chassis with auxiliary front support.

Признаки совпадающие - наличие моноплана с низкорасположенным крылом и трехколесным шасси со вспомогательной передней опорой. Материалом для корпуса электросамолета проекта "ZEHST" 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, малый вес планера. Модифицированные литиево-ионные полимерные аккумуляторы электросамолета будут перезаряжаемыми. А время, необходимое для их зарядки, будет соответствовать стандартному времени дозаправки. На конце фюзеляжа совместно с кольцевым каналом смонтировано двухкилевое V-образное хвостовое оперение. Крейсерский полет обеспечивают два электромотора со спаренными толкающими винтами, вращающимися в противоположных направлениях.The signs are the same - 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 ZEHST project electric aircraft is carbon fiber, making it light enough. Its main advantages, which will distinguish it from conventional aircraft, are powerful aerodynamics, composite design and, of course, low weight of the airframe. Modified lithium-ion polymer batteries for the aircraft will be rechargeable. And the time required to charge them will correspond to the standard refueling time. At the end of the fuselage, together with the annular channel, a two-keel V-tail is mounted. Cruise flight is provided by two electric motors with twin pushing screws rotating in opposite directions.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что электросамолет проекта "ZEHST" со спаренными толкающими винтами в кольцевом канале на конце фюзеляжа, создающими только горизонтальную тягу как при взлетно-посадочных, так и крейсерских режимах полета, имеет сложную схему редуцирования и управления электромоторами при независимом вращении двух соосных толкающих винтов, что предопределяет возможность эксплуатации с бетонных взлетно-посадочных площадок длиной 1350 м, а также снижает стабильность управления и безопасность в случае отказа одного из электромоторов. Вторая - это то, что перезаряжаемые литиево-ионные аккумуляторные батареи электросамолета, имеющие вес (порядка 35-40%) от пустого его веса, что весьма снижает полезную нагрузку и, как следствие, уменьшает весовую отдачу. Третья - это то, что при времени полета два часа дальность действия может составить до 1500 км при высоте его полета свыше 8500 м. Следующим недостатком является также неразвитое V-образное хвостовое оперение, отсюда плохая и путевая устойчивость и, особенно, при отказе одного из электромоторов на взлетно-посадочных режимах и при недостатке горизонтальной тяги. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и веса перезаряжаемых аккумуляторов, а также повышения горизонтальной тяговооруженности и обеспечения выполнения технологии короткого взлета и посадки (КВП).Reasons that impede the task: the first is that the ZEHST project electric plane with paired pushing screws in the annular channel at the end of the fuselage, creating only horizontal thrust during both takeoff and landing and cruising flight modes, has a complex reduction and control scheme electric motors with independent rotation of two coaxial pushing screws, which determines the possibility of operation from concrete runways with a length of 1350 m, and also reduces the stability of control and safety in tea failure of one of the electric motors. The second is that rechargeable lithium-ion batteries of an electric airplane having a weight (of the order of 35-40%) of its empty weight, which greatly reduces the payload and, as a result, reduces the weight return. The third is that, with a flight time of two hours, the range can be up to 1,500 km with a flight altitude of more than 8500 m. The next disadvantage is also the undeveloped V-tail, which results in poor and directional stability and, especially, if one of electric motors for takeoff and landing modes and with a lack of horizontal traction. All this limits the possibility of further increasing the take-off weight and the weight of rechargeable batteries, as well as increasing the horizontal thrust-weight ratio and ensuring the implementation of the technology of short take-off and landing (KVP).

Известен электросамолет проекта "Ce-Liner" компании "Bauhaus Luftfahrt" (Германия), представляющий собой моноплан с низкорасположенным необычной формы крылом, имеющим с концевыми крылышками внешние части крыла С-образной формы, концы последних отклонены к мотогондолам, смонтированным по бокам фюзеляжа на горизонтальных пилонах и имеющим электромоторы с закрытыми тянущими 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 опорами.The electric aircraft of the Ce-Liner project of the Bauhaus Luftfahrt company (Germany) is known, which is a monoplane with a low-lying unusual shape, with external wing parts with end wings with a C-shape, the ends of the latter deflected to nacelles mounted on horizontal sides of the fuselage pylons and having electric motors with closed pulling screw fans, contains a control system and replaceable batteries, one-tail tail unit and three-post retractable wheels in the carbon fiber fuselage new chassis, with bow auxiliary and main supports.

Признаки совпадающие - наличие задних мотогондол с тянущими винтовентиляторами, создающими только горизонтальную тягу, содержит систему управления, равномерно распределяющую зарядку аккумуляторов электросамолета "Ce-Liner" между двумя электромоторами с тянущими винтами, 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 времени обработки данных.The signs are the same - the presence of rear engine nacelles with pulling propeller 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 pulling screws, 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 винтовентиляторами 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 винтовентиляторов ограничены размером закапотированных кольцевых обтекателей и, это 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 А320, это значительно снижает полезную нагрузку и, следовательно, уменьшает весовую отдачу; четвертая - это то, что взлетная тяга тянущих винтовентиляторов обеспечивается только в горизонтальном направлении, а отсутствие возможности изменения в вертикальной плоскости направления вектора тяги этих винтовентиляторов 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. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и веса заменяемых аккумуляторных батарей, а также повышения горизонтальной тяговооруженности и выполнения технологии КВП.Reasons that impede the task: the first is that the rear placement on the end and sides of the fuselage with a single tail tail of two engine nacelles with electric motors and closed pulling propeller fans predetermines a structurally complex wing of an unusual shape made in the transverse plane of the C-shaped configuration with complex mechanization and the steering surfaces of the wing - elevons, which complicates the design and longitudinal controllability; the second is that the diameters of the propeller fans are limited by the size of the caped annular cowls and, as a result, limits horizontal thrust-to-weight ratio; the third 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 is that the take-off thrust of the propeller fans is provided only in the horizontal direction, and the inability to change in the vertical plane the direction of the thrust vector of these rotor fans and, as a result, the possible reduction in landing speed provided by the KVP technology, this Ce-Liner airplane 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 swing, when such a wing of its thrust vector is not balanced. All this limits the possibility of further increasing the take-off weight and the weight of the replaced batteries, as well as increasing the horizontal thrust-weight ratio and the implementation of the KVP technology.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является многоцелевой криогенный конвертоплан [1] (Россия), выполненный по продольной схеме триплана с передним горизонтальным оперением, двухкилевым Н-образным оперением, смонтированным к консолям низкорасположенного крыла на разнесенных балках, имеет планер из композитного углепластика с плавным сопряжением наплывов крыла и фюзеляжа, силовую установку, размещенную на кормовом пилоне, передающую мощность через главный редуктор и валы трансмиссии на винты в кольцевых каналах, расположенные в носовой и кормовой части фюзеляжа, обеспечивающие горизонтальную и соответствующим их отклонением вертикальную тягу, трехстоечное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой.Closest to the proposed invention is a multi-purpose cryogenic tiltrotor [1] (Russia), made according to the longitudinal plan of a triplane with front horizontal tail, two-keeled H-shaped plumage mounted to the low-wing wing consoles on spaced beams, has a composite carbon fiber glider with smooth conjugation of influxes wings and fuselage, a power plant located on the aft pylon, transmitting power through the main gearbox and transmission shafts to the screws in the annular channels, located e in the bow and stern of the fuselage, providing horizontal and corresponding to their deviation vertical traction, three-post retractable wheeled chassis with bow support.

Признаки совпадающие - наличие трех несущих плоскостей продольной схемы триплана: переднее горизонтальное оперение (ПГО), стреловидное крыло, имеющее переменной стреловидности наплывы и разнесенные балки двухкилевого Н-образного оперения, консоли цельноповоротного стабилизатора (ЦПС) которого имеют винты в кольцевых каналах. Крыло с наплывами, фюзеляж и Н-образное оперение объединены в единую конструктивно-силовую трехбалочную схему, разнесенные балки которой, наряду с топливными для авиакеросина баками в крыле, снабжены для сжиженного природного газа криогенными топливными баками. Кольцевые каналы с тянущими винтами, связанными с двигателями синхронизирующим валом и расположенными в носовой части фюзеляжа и на консолях ЦПС, смонтированных по бокам кормового пилона, обеспечивают горизонтальную тягу и соответствующим их отклонением вверх на угол 90° или 35° от горизонтального положения вертикальную или наклонную тягу при выполнении вертикального взлета/посадки или технологии КВП.The signs are the same - the presence of three bearing planes of the longitudinal planes of the triplane: the front horizontal tail (PGO), the swept wing, which has variable sweep swells and spaced beams of a two-pitch H-shaped tail, the console of which is an all-turning stabilizer (CPS) which has screws in the annular channels. The wing with influxes, the fuselage and the H-shaped plumage are combined into a single structural and power three-beam scheme, the spaced beams of which, along with the fuel tanks for jet fuel in the wing, are equipped with cryogenic fuel tanks for liquefied natural gas. Annular channels with pulling screws connected to the engines by a synchronizing shaft and located in the nose of the fuselage and on the DSP consoles mounted on the sides of the aft pylon provide horizontal traction and a corresponding vertical or inclined traction upward by 90 ° or 35 ° from the horizontal position when performing vertical take-off / landing or KVP technology.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первое - это то, что диаметры межкилевых тянущих винтов в поворотных кольцевых каналах ограничены высотою стоек, особенно главного шасси и как, следствие, это ограничивает взлетную тягово-оруженность и, в частности, при выполнении технологии КВП с отклоненными винтами на угол 35° при обеспечении угла опрокидывания φ=12° предопределяет удлинение высоты стоек шасси на 6-8%; вторая - это то, что силовая установка (СУ), включающая два газотурбинных двигателя (ГТД), размещенных с главным редуктором и валами трансмиссии в задней части фюзеляжа и по бокам кормового пилона, расположены от последнего к носовой части и сверху фюзеляжа. Это, тем самым, весьма увеличивает аэродинамическое сопротивление и уменьшает полезный размах ЦПС и его несущую способность, а также из-за наличия кормового пилона с главным редуктором, возможность размещения дополнительного заднего толкающего винта на конце фюзеляжа и, особенно, по оси симметрии. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса, весовой отдачи и полезной нагрузки, а также повышения горизонтальной тяговооруженности при выполнении технологии КВП.Reasons that impede the task: the first is that the diameters of the inter-keel pulling screws in the rotary annular channels are limited by the height of the struts, especially the main chassis, and as a result, this limits the take-off thrust ratio and, in particular, when performing the airborne gear with rejected screws at an angle of 35 ° while ensuring a tipping angle of φ = 12 ° determines the extension of the height of the landing gear by 6-8%; the second is that the power plant (SU), including two gas turbine engines (GTE), located with the main gearbox and transmission shafts in the rear of the fuselage and on the sides of the aft pylon, are located from the latter to the bow and on top of the fuselage. This, therefore, greatly increases the aerodynamic drag and reduces the useful range of the DSP and its bearing capacity, as well as due to the presence of the aft pylon with the main gearbox, the possibility of placing an additional rear pushing screw at the end of the fuselage and, especially, along the axis of symmetry. All this limits the possibility of a further increase in take-off weight, recoil weight and payload, as well as increasing horizontal thrust-to-weight ratio when performing the airborne technology.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном многоцелевом криогенном конвертоплане значительного увеличения взлетной горизонтальной тяговооруженности и повышения взлетного веса и весовой отдачи, упрощение конструкции и уменьшение массы планера за счет исключения управления креном отклонением элеронов крыла и хвостовой балки с вертикальным пилоном, главным редуктором и валами трансмиссии, улучшения поперечной и курсовой устойчивости, а также упрощения управляемости по крену и тангажу.The present invention solves the problem in the aforementioned well-known multi-purpose cryogenic tiltrotor to significantly increase takeoff horizontal thrust-to-weight ratio and increase take-off weight and weight return, simplify the design and reduce the weight of the airframe by eliminating roll control of the deflection of ailerons of the wing and tail boom with a vertical pylon, main gearbox and transmission shafts , improving lateral and directional stability, as well as simplifying roll and pitch handling.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного многоцелевого криогенного конвертоплана, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по двухбалочной схеме с коротким фюзеляжем-гондолой и возможностью изменения движительной системы в полетной его конфигурации как с самолета с тремя разновеликими флюгерно-реверсивными винтами для взлетно-посадочных режимов полета, так и в самолет с двух- или одновинтовой движительной системой для крейсерского полета, но и обратно, для чего наряду с двумя меньшими винтами он снабжен вдоль плоскости симметрии на межкилевой поперечной оси хвостовой мотогондолой с четырехлопастным большим винтом, первые из которых имеют одинаковое направление вращения между собой и противоположное с последним, при этом с целью уменьшения потерь на балансировку при обеспечении высоких несущих свойств и меньших размерах и простой механизации несущих поверхностей с возможностью безмоментного ее выпуска/уборки упомянутое переднее горизонтальное оперение оснащено элевонами, а упомянутое крыло - межбалочными и внешними закрылками, но и для обеспечения поперечного и продольного управления балансировкой упомянутое оперение включает консоли цельно-поворотного стабилизатора с возможностью соответственно их дифференциального и синфазного поворота относительно межкилевой поперечной оси совместно с меньшими винтами от горизонтального положения вниз и вверх соответственно с 0° до -35° и с 0° до +15°, причем с целью увеличения эффективного удлинения крыла наряду с уменьшением индуктивного его сопротивления концевые части крыла, выполненные с положительным углом +12° поперечного V, имеют в плоскости отрицательной крутки концевых частей крыла законцовки с отогнутыми назад концами, нижние поверхности последних скошены под углом в 45° с плавно образованным закруглением снизу и относительно острой кромкой вверху, снижающей интенсивность вихреобразования за крылом в потоке воздуха, выходящего из под нижней поверхности крыла относительно закругленного в плане отогнутого конца его соответствующей серповидной в плане законцовки, силовая установка, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, снабжена левым и правым электродвигателями, смонтированными в соответствующих мотогондолах на ребрах жесткости соответствующих кольцевых каналах, газотурбинным двигателем, оснащенным передним выходным валом для отбора мощности на редуктор большего винта и выходным валом для отбора мощности, вращательно связанными через выходную и входную муфты сцепления соответственно с большим винтом и электродвигателем-генератором, выполненным обратимым, и имеющая систему электропривода, включающую электродвигатели и аккумуляторные перезаряжаемые батареи, при этом имеются входная и выходная электромагнитные муфты сцепления, обеспечивающие дистанционное управление сцеплением/расцеплением соответственно выходного вала редуктора большего винта с валом электродвигателя-генератора и с валом четырехлопастного толкающего большего винта.The distinguishing features of the present invention from the above-mentioned well-known multi-purpose cryogenic tiltrotor, closest to it, are the fact that it is made according to a two-beam scheme with a short fuselage-gondola and the ability to change the propulsion system in its flight configuration as from an aircraft with three different-sized vane-reversible screws for take-off and landing flight modes, and in an airplane with a two- or single-rotor propulsion system for cruising, but also vice versa, for which, along with it is equipped with two smaller screws along the plane of symmetry on the inter-pitch transverse axis of the tail nacelle with a four-bladed large propeller, the first of which have the same direction of rotation between themselves and the opposite with the last, with the aim of reducing balancing losses while ensuring high load-bearing properties and smaller sizes and simple mechanization of the bearing surfaces with the possibility of its immediate release / cleaning, the aforementioned front horizontal plumage is equipped with elevons, and the mentioned wing is inter greasy and external flaps, but also to provide lateral and longitudinal control of balancing, the said plumage includes consoles of a one-turn stabilizer with the possibility of their differential and common-mode rotation relative to the transverse pitch axis together with smaller screws from a horizontal position down and up, respectively, from 0 ° to - 35 ° and from 0 ° to + 15 °, and in order to increase the effective extension of the wing, along with reducing its inductive resistance, the end parts of the wing are made f with a positive angle of + 12 ° transverse V, in the plane of negative twist of the end parts of the wingtips, ends with bent backward ends, the lower surfaces of the latter are beveled at an angle of 45 ° with a smoothly formed rounding from the bottom and a relatively sharp edge at the top, which reduces the intensity of vortex formation behind the wing in a stream of air leaving from under the lower surface of the wing relatively rounded in plan of the bent end of its corresponding sickle-shaped in terms of ending, power plant, made in parallel hybrid technology of the power drive, equipped with left and right electric motors mounted in the respective engine nacelles on the stiffening ribs of the respective annular channels, a gas turbine engine equipped with a front output shaft for power take-off on the gearbox of a larger screw and an output shaft for power take-off rotationally connected through the output and input clutch, respectively, with a large screw and an electric motor-generator, made reversible, and having a drive system, VK latching electric motors and rechargeable rechargeable batteries, while there is an input and output electromagnetic clutch, providing remote control of the clutch / disengagement, respectively, of the output shaft of the gearbox of the larger screw with the shaft of the motor-generator and the shaft of the four-blade pushing larger screw.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить криогенный турбоэлектрический самолет КВП по продольной компоновке триплана, конструктивно-силовой двухбалочной схеме и концепции тандемного расположения разновеликих винтов (ТРРВ) по схеме 1+2, что создает возможность сравнительно дешево удвоить горизонтальную тяговооруженность и обеспечить преобразования его полетной конфигурации как с самолета с тремя разновеликими флюгерно-реверсивными винтами для взлетно-посадочных режимов полета, так и в самолет с двух- или одновинтовой движительной системой для крейсерского полета, но и обратно. Поскольку, аэродинамическая продольная схема триплана, включающая ПГО, стреловидное крыло, имеющее переменной стреловидности наплывы и разнесенные балки двухкилевого Н-образного оперения, консоли ЦПС которого, смонтированные на межкилевой поперечной оси, имеют толкающие меньшие винты в кольцевых каналах. При этом концевые части крыла, выполненные с положительным углом+12° поперечного V, оснащены законцовками, каждая из которых выполнена с отогнутыми назад концами, имеющими в поперечной плоскости нижнюю поверхность скошенную под углом 45° с плавными закруглениями снизу и относительно острой кромкой вверху, отталкивающей поток воздуха, выходящий в вихревом обтекании из под нижней поверхности крыла относительно закругленного конца в плане соответствующей серповидной в плане законцовки крыла. В гибридной СУ во время крейсерского полета увеличение генерирующей мощности для электропитания, когда падение зарядки литиево-ионной полимерной аккумуляторной батареи снизится до 25% от ее максимума система управления автоматически отключит выходной муфтой сцепления тянущий больший винт от его редуктора, установит его лопасти во флюгерное положение и включит ГТД хвостовой мотогондолы, который будет вращать через редуктор большего винта электродвигатель-генератор, обеспечивающий подзарядку аккумуляторов в полетной конфигурации двухвинтового самолета. Гибридная СУ, выполненная по параллельно-последовательной технологии силового привода, снабжена левой и правой межкилевыми мотогондолами с электродвигателями, смонтированными в кольцевых каналах, вращательно связанными с соответствующими меньшими винтами, но и хвостовой мотогондолой большего винта, в которой наряду с ГТД, имеющим на нижней ее части воздухозаборник и содержащим на переднем выходном валу для отбора взлетной его мощности редуктор большего винта, выходной вал последнего, вращательно связанный через выходную и входную муфты сцепления соответственно с большим винтом и электродвигателем-генератором, выполненным обратимым, и имеющая систему электропривода, включающую все электродвигатели, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электродвигатели и ГТД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов от двигателя-электрогенератора, но и совместной работы ГТД с последним, имеющим режим двигателя-электромотора, или самостоятельной его работы только на один вал большего винта, но и самостоятельной работы при распределенной передаче номинальной его мощности и на вал электродвигателя-генератора, имеющего режим электрогенератора, и на вал тянущего большего винта, устанавливаемого при расцеплении его вала с выходным валом редуктора последнего во флюгерное положение таким образом, что одна и другая пара противолежащих лопастей располагаются соответственно перпендикулярно и по средней линии консолей цельноповоротного стабилизатора. Наличие этих признаков позволит весьма снизить акустическую сигнатуру гибридной СУ и обеспечить поперечную и продольную управляемость соответственно дифференциальным и синфазным поворотом консолей ЦПС совместно с меньшими винтами в кольцевых каналах, а размещение гибридной СУ в межкилевой хвостовой части обеспечит упрощение системы управления электроприводами, но и позволит за счет выноса винтов к хвосту самолета достичь низкого уровня шума в салоне. Это также позволит повысить безопасность полетов и использовать ГТД меньших габаритов в его поперечнике, что обеспечит уменьшение миделя хвостовой мотогондолы и ширины заднего обтекателя с выхлопным патрубком. При этом два толкающих меньших винта в поворотных кольцевых каналах и его тянущий больший винт, установленный по оси симметрии в хвостовой мотогондоле, смонтированы в межкилевом пространстве Н-образного хвостового оперения, что позволит весьма уменьшить вес планера, увеличить полезную нагрузку, повысить весовую отдачу, а также транспортную и топливную эффективность.Due to the presence of these features, it is possible to carry out a cryogenic KVP turboelectric aircraft according to the longitudinal layout of the triplane, the structural-power two-beam scheme and the concept of tandem arrangement of different-sized propellers (TRRV) according to the 1 + 2 scheme, which makes it possible to double the horizontal thrust ratio and ensure transformation of its flight configuration both from an airplane with three different-sized vane-reversing propellers for take-off and landing flight modes, and into an airplane with a twin- or single-rotor propulsion system for cruising, but also vice versa. Since, the aerodynamic longitudinal scheme of the triplane, including the PGO, the swept wing, which has variable sweeps, the influxes and spaced beams of the two-keeled H-shaped plumage, whose DSP consoles, mounted on the trans-keel transverse axis, have pushing smaller screws in the annular channels. At the same time, the wing end parts made with a positive angle of + 12 ° transverse V are equipped with tips, each of which is made with ends bent backward, having in the transverse plane the lower surface beveled at an angle of 45 ° with smooth curves at the bottom and a relatively sharp edge at the top that repels the air flow exiting in a vortex stream from under the lower surface of the wing relative to the rounded end in terms of the corresponding crescent in terms of wingtips. In a hybrid SU during a cruise flight, the increase in generating power for power supply, when the charge drop of a lithium-ion polymer battery decreases to 25% of its maximum, the control system will automatically disconnect the pulling larger screw from its gearbox by the output clutch, set its blades in the vane position and turn on the gas turbine engine of the tail nacelle, which will rotate the electric motor-generator through the gearbox of the larger screw, which will recharge the batteries in the flight configuration of two propeller aircraft. The hybrid SU, made according to the parallel-serial technology of the power drive, is equipped with left and right inter-keel nacelles with electric motors mounted in annular channels rotationally connected with the corresponding smaller screws, but also with a tail engine nacelle of a larger screw, in which, along with the gas turbine engine, having on its lower parts of the air intake and containing on the front output shaft for taking off its power take-off gear of a larger screw, the output shaft of the latter, rotationally connected through the output and input mu clutch with a large screw and an electric motor-generator, made reversible, and having an electric drive system including all electric motors, rechargeable rechargeable batteries, an energy converter with a power transmission control unit connecting and disconnecting electric motors and gas turbine engines, switching the generating power and the order of recharging the batteries from engine-electric generator, but also the collaboration of a gas turbine engine with the latter having the mode of an electric motor, or its independent operation only on one shaft of the larger screw, but also of independent operation in distributed transmission of its rated power and on the shaft of the electric motor-generator having the electric generator mode, and on the shaft of the pulling larger screw installed when the shaft is disengaged from the output shaft of the gearbox of the latter in the weather position that one and the other pair of opposing blades are respectively perpendicular and along the midline of the consoles of the all-turning stabilizer. The presence of these signs will greatly reduce the acoustic signature of the hybrid SU and provide lateral and longitudinal controllability by differential and in-phase rotation of the DSP consoles together with smaller screws in the annular channels, and the placement of the hybrid SU in the inter-keel tail part will simplify the drive control system, but it will also allow the removal of propellers to the tail of the aircraft to achieve a low level of noise in the cabin. This will also improve flight safety and use a smaller gas turbine engine in its diameter, which will reduce the midship of the tail nacelle and the width of the rear fairing with exhaust pipe. At the same time, two pushing smaller screws in the rotary annular channels and its pulling larger screw, mounted along the symmetry axis in the tail nacelle, are mounted in the inter-keel space of the H-shaped tail unit, which will greatly reduce the weight of the airframe, increase the payload, increase the weight efficiency, and also transport and fuel efficiency.

Предлагаемое изобретение криогенного турбоэлектрического самолета (КТЭС) и варианты его использования при выполнении КВП представлены на фиг. 1 и 2.The proposed invention of a cryogenic turboelectric aircraft (CTES) and options for its use when performing HEC are presented in FIG. 1 and 2.

На фиг. 1 на общем виде сбоку изображен КТЭС с ПГО и стреловидным крылом, имеющим переменной стреловидности наплывы и разнесенные балки двухкилевого Н-образного оперения, консоли ЦПС которого имеют толкающие меньшие винты в кольцевых каналах, отклоненные вниз на угол -35° в полетной конфигурации самолета с трехвинтовой движительной системой на взлетно-посадочных режимах КВП.In FIG. Figure 1 shows, in a general side view, a cogeneration plant with a PGO and a swept wing, which has a variable sweep, inflows and spaced beams of a two-keeled H-shaped plumage, whose DSP consoles have pushing smaller screws in the annular channels, tilted down by an angle of -35 ° in the flight configuration of a three-screw aircraft propulsion system for KVP take-off and landing modes.

На фиг. 2 на общем виде сверху изображен КТЭС с ПГО и низкорасположенным крылом, имеющим переменной стреловидности наплывы и разнесенные балки двухкилевого Н-образного оперения, консоли ЦПС которого имеют толкающие меньшие винты в кольцевых каналах, создающие горизонтальную тягу в полетной конфигурации самолета с двухвинтовой движительнои системой на крейсерских режимах полета с установленным тянущим большим винтом во флюгерное положение.In FIG. 2, in a general top view, a nuclear power plant is shown with a PGO and a low wing with variable sweep, inflows and spaced beams of a two-keeled H-shaped plumage, whose DSP consoles have pushing smaller screws in the annular channels, creating horizontal thrust in the flight configuration of an aircraft with a twin-screw propulsion system on cruising flight modes with the pulling large propeller installed in the vane position.

Криогенный турбоэлектрический самолет КВП (и исполнения ТРРВ-Х1+2), выполненный по конструктивно-силовой двухбалочной схеме и концепции продольной схемы триплана и представленный на фиг. 1 и 2, содержит фюзеляж-гондолу 1 и низкорасположенное крыло 2, имеющее впереди его наплывы 3 с переменной стреловидностью, плавно переходящими в межбалочную часть крыла 2, объединяющую фюзеляж-гондолу 1 и крыло 2 с наплывами 3 в единую плавно образованную конструкцию (см. фиг. 2). Перед крылом 2 в носовой части 4 фюзеляжа-гондолы 1 смонтировано ПГО 6, имеющее по всему размаху элевоны 7, работающие в режиме закрылок и рулей высоты. Разнесенные балки 5 соединяют крыло 2 с двухкилевым Н-образным хвостовым оперением 8, имеющим рули направления 9. Консоли ЦПС 10 Н-образного хвостового оперения 8, смонтированные на межкилевой поперечной оси (на фиг. 1 и 2 не показаны), снабжены толкающими меньшими винтами 11 в отклоняемых кольцевых каналах 12, имеющих диапазон их поворота от -35° до +15°. Стреловидное крыло 2, оснащенное межбалочными и внешними закрылками 13, имеет концевые части 14 крыла с аэродинамическим выступом 15 по передней кромке крыла 2, выполненные с положительным углом +12° поперечного V, оснащены законцовками 16, каждая из которых выполнена с отогнутыми назад концами 17, имеющими в поперечной плоскости нижнюю поверхность, скошенную под углом 45°, с плавными закруглениями снизу и относительно острой кромкой вверху, отталкивающей поток воздуха, выходящий в вихревом обтекании из-под нижней поверхности крыла 2 относительно закругленного конца в плане соответствующей серповидной в плане его законцовки 16. Внешние части крыла 2, расположенные по внешним бортам разнесенных балок 5, 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 литиево-ионной полимерной аккумуляторной перезаряжаемой батареи (на фиг.1 и 2 не показаны).KVP cryogenic turboelectric aircraft (and TRRV-X1 + 2 versions), made according to the structural-power two-beam scheme and the concept of the longitudinal plan of the triplane and presented in FIG. 1 and 2, contains a fuselage-gondola 1 and a low wing 2, having forward swells 3 with variable sweep in front of it, smoothly passing into the inter-beam part of wing 2, combining the fuselage-gondola 1 and wing 2 with swaths 3 into a single smoothly formed structure (see Fig. 2). In front of the wing 2 in the bow 4 of the fuselage-gondola 1 mounted PGO 6, which has a full range of elevons 7, working in the flaps and elevators. Spaced beams 5 connect wing 2 with a two-keeled H-shaped tail unit 8 having rudders 9. DSP consoles 10 of the H-shaped tail unit 8 mounted on the cross-wing transverse axis (not shown in FIGS. 1 and 2) are equipped with pushing smaller screws 11 in the deflectable annular channels 12, having a range of their rotation from -35 ° to + 15 °. The swept wing 2, equipped with inter-beam and external flaps 13, has end parts 14 of the wing with an aerodynamic protrusion 15 along the front edge of the wing 2, made with a positive angle of + 12 ° transverse V, equipped with tips 16, each of which is made with the ends 17 bent back having in the transverse plane a lower surface, beveled at an angle of 45 °, with smooth curves at the bottom and a relatively sharp edge at the top, which repels the air flow exiting in a vortex flow from under the lower surface of the wing 2 relatively the rounded end in terms of the corresponding crescent in terms of its tip 16. The outer parts of the wing 2 located on the outer sides of the spaced beams 5 are made deflecting upwards and folding for ease of placement on the deck (hangar) and the possibility of operation on aircraft carriers, as well as in the parking lot generating energy and recharging a lithium-ion polymer rechargeable battery (not shown in FIGS. 1 and 2).

Гибридная СУ, выполненная по параллельно-последовательной технологии силового привода, снабжена левой и правой межкилевыми мотогондолами 18 с электродвигателями, смонтированными в кольцевых каналах 12, вращательно связанными с соответствующими толкающими меньшими винтами 11 и хвостовой мотогондолой 19 тянущего большего винта 20, в которой наряду с ГТД, имеющей спереди и на нижней ее части воздухозаборник 21, содержит на переднем выходном валу ГТД для отбора взлетной его мощности редуктор большего винта 20, выходной вал последнего вращательно связан через выходную и входную муфты сцепления соответственно с большим винтом 20 и электродвигателем-генератором, выполненным обратимым. Система электропривода включает все электродвигатели, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электродвигатели и ГТД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов от электрогенератора (на фиг.1 и 2 не показаны). При этом в гибридной СУ криогенный ГТД, выполненный для отбора взлетной его мощности с передним выводов вала, установлен вдоль плоскости симметрии на межкилевой поперечной оси с максимальной простотой обслуживания и эксплуатации в хвостовой мотогондоле. Трехлопастные меньшие винты 11 в двух поворотных кольцевых каналах 12 и один четырехлопастной больший винт 19 выполнены флюгерно-реверсивными и с жестким креплением угле- и стеклопластиковых лопастей и возможностью изменения углов их установки. Поворот консолей ЦПС 10 совместно с меньшими винтами 11 в кольцевых каналах 12 осуществляется с помощью электромеханических приводов, а выпуск и уборка колесного шасси, управление элевонами 7 и закрылками 13, отклонением и складыванием внешних частей крыла 2 осуществляется также электрически (на фиг.1 и 2 не показаны). Трехопорное убирающееся колесное шасси, носовая опора с колесом 22, убирается в переднюю нишу фюзеляжа-гондолы 1, главные боковые опоры с колесами 23 - в отсеки разнесенных балок 5, снабженных снизу створками, закрывающими нишу.The hybrid SU, made according to the parallel-sequential power drive technology, is equipped with left and right inter-keel nacelles 18 with electric motors mounted in annular channels 12 rotationally connected with the corresponding pushing smaller screws 11 and the tail engine nacelle 19 of the pulling larger screw 20, in which along with the gas turbine engine having an air inlet 21 in front and on its lower part, comprises a reducer of a larger screw 20 on the front output shaft of the gas turbine engine for selecting its take-off power, the output shaft of the last connected through the input and output clutch engagement respectively with a large screw 20 and the motor generator, made reversible. The electric drive system includes all electric motors, rechargeable rechargeable batteries, an energy converter with a power transmission control unit connecting and disconnecting electric motors and gas turbine engines, switching generating power and the procedure for recharging the batteries from the electric generator (not shown in Figs. 1 and 2). At the same time, in a hybrid SU a cryogenic gas turbine engine designed to take off its power from the front shaft ends is installed along the symmetry plane on the cross-wing transverse axis with the maximum ease of maintenance and operation in the tail nacelle. Three-bladed smaller screws 11 in two rotary annular channels 12 and one four-bladed larger screw 19 are made of vane-reversing and with rigid fastening of carbon- and fiberglass blades and the ability to change the angles of their installation. The rotation of the consoles of the DSP 10 together with the smaller screws 11 in the annular channels 12 is carried out using electromechanical drives, and the release and cleaning of the wheeled chassis, the control of the elevons 7 and the flaps 13, the deflection and folding of the outer parts of the wing 2 is also carried out electrically (in figures 1 and 2 not shown). The tricycle retractable wheeled chassis, the nose support with the wheel 22, retracts into the front niche of the fuselage-nacelle 1, the main side supports with wheels 23 - into the compartments of the spaced beams 5, equipped with bottom flaps covering the niche.

Достижение реальной рентабельности и высокой топливной экономичности может включать, в частности, и использование в гибридной СУ газотурбинных двигателей криогенных модификаций, только с учетом особенностей использования сжиженного природного газа (СПГ). Следует признать, что двухбалочная аэродинамическая схема КТЭС, и предопределяет как техническую возможность, так и простоту конструктивного совмещения с криогенными топливными баками. Такие конвертируемые КТЭС могут иметь и раздельные топливные системы (одна штатная - для авиакеросина, другая - криогенная - для СПГ). Криогенные топливные баки для СПГ, основные и центровочный, могут быть расположены, соответственно, в двух разнесенных балках 5 и в килях 8 и смонтированы вблизи двигателей СУ. Совмещение миделя топливного бака с миделем разнесенных балок 5, а также сочетание поддерживающих ребер жесткости межкилевых кольцевых каналов 12 и ЦПС 10 с общей двухбалочной аэродинамической схемой, позволит расположить криогенные топливные баки вне фюзеляжа-гондолы 1 практически без увеличения аэродинамического сопротивления и дополнительного усиления крыла 2. Короткие криогенные топливные трассы в СУ имеют небольшую массу и незначительную теплоизоляцию. Удаленные от фюзеляжа-гондолы 1 криогенная СУ и топливная система значительно повышают надежность, взрыво- и пожаробезопасность. Благодаря двум раздельным топливным системам (для авиакеросина в крыле и СПГ в разнесенных балках) КТЭС сможет заправиться газом, совершить полет в аэропорт, где пока нет оборудования для его производства и хранения, и улететь оттуда на авиакеросине. Все это позволяет как повысить безопасность полетов, так и достичь высокой топливной экономичности, что делают КТЭС на СПГ более высокоэкономичными и рентабельными.Achieving real profitability and high fuel economy may include, in particular, the use of cryogenic modifications in gas turbine engines in hybrid control systems, only taking into account the specifics of using liquefied natural gas (LNG). It should be recognized that the dual-beam aerodynamic design of the CHPP determines both the technical feasibility and the simplicity of constructive combination with cryogenic fuel tanks. Such convertible cogeneration plants may also have separate fuel systems (one full-time - for jet fuel, another - cryogenic - for LNG). Cryogenic fuel tanks for LNG, main and centering, can be located, respectively, in two spaced beams 5 and in keels 8 and mounted near the SU engines. The combination of the midship of the fuel tank with the midsection of the spaced beams 5, as well as the combination of supporting stiffening ribs of the inter-helical annular channels 12 and DSP 10 with a common two-beam aerodynamic design, will allow cryogenic fuel tanks to be located outside the fuselage-nacelle 1 with virtually no increase in aerodynamic drag and additional wing gain 2. Short cryogenic fuel routes in the SU have a small mass and insignificant thermal insulation. Remote from the fuselage-gondola 1 cryogenic SU and fuel system significantly increase reliability, explosion and fire safety. Thanks to two separate fuel systems (for jet kerosene in the wing and LNG in spaced beams), KTES will be able to refuel with gas, fly to the airport, where there is no equipment for its production and storage, and fly from there on jet fuel. All this makes it possible to both increase flight safety and achieve high fuel efficiency, which makes LNG plants more highly efficient and cost-effective.

Управление гибридным КТЭС КВП обеспечивается общим (изменяющим силу тяги) изменением шага меньших винтов 11 в двух поворотных кольцевых каналах 12 и одного большего винта 20, а также отклонением рулевых поверхностей - элевонов 7 ПГО 6, рулей направления 9 и консолей ЦПС 10, работающих совместно с меньшими винтами 11. При взлетно-посадочных режимах полета подъемная сила создается крылом 2 и ПГО 6, горизонтальная тяга - трехвинтовой движительной системой - двумя меньшими винтами 11 совместно с большим винтом 20, на крейсерских режимах полета - крылом 2 и ПГО 6, горизонтальная тяга - двух- или одновинтовой движительной системой соответственно двумя меньшими винтами 11 или одним большим винтом 20. На взлетно-посадочных режимах полета КТЭС при создании горизонтальной тяги его толкающие меньшие винты 11, имеющие одинаковое направление вращения между собой и противоположное с тянущим большим винтом 20 и расположенные в хвостовой части, обеспечивают, не создавая дополнительные вихревые потоки, более плавное обтекание крыла 2 и фюзеляжа-гондолы 1, но и весьма повышающее эффективность трехвинтовой движительной системы. При переходе с трехвинтовой движительной системы в двух- или одновинтовую движительную систему и если возникает момент тангажа (M_z), то он парируется отклонением элевонов 7 ПГО 6, создающих, работая впереди крыла 2, парирующую силу. После установки консолей ЦПС 10 с меньшими винтами 11 в горизонтальное положение вдоль линий горизонтальной их тяги осуществляется возможность крейсерского полета. При выполнении технологии укороченного взлета с трехвинтовой движительной системой его консоли ЦПС 10, установленные в промежуточное положение -15° для достижения совместно с горизонтальной тягой большего винта 20 максимального ускорения при разбеге с одновременным автоматическим отклонением закрылок 7 и 13 на максимальные углы для достижения максимальной подъемной силы ПГО 6 и крыла 2, снабжены возможностью расширенного и автоматического ускоренного синфазного отклонения совместно с меньшими винтами 11 в кольцевых каналах 12 вниз на угол с -15° до -35° для достижения двух составляющих тяги при движении вперед и вертикальном подъеме.The control of the hybrid CHPP KVP is ensured by the general (changing the traction force) change in the pitch of the smaller screws 11 in the two rotary annular channels 12 and one larger screw 20, as well as the deviation of the steering surfaces - elevons 7 PGO 6, rudders 9 and DPS 10 consoles, working in conjunction with smaller screws 11. During take-off and landing flight modes, the lifting force is generated by wing 2 and PGO 6, horizontal thrust - by a three-screw propulsion system - two smaller screws 11 together with large screw 20, in cruising flight modes - by wing 2 and PGO 6, horizontal thrust - with a two- or single-rotor propulsion system, respectively, with two smaller screws 11 or one large screw 20. During take-off and landing flight modes of the KHPP when creating horizontal thrust, it is pushed by smaller screws 11 having the same direction of rotation between themselves and opposite to the pulling one large screw 20 and located in the rear part, provide, without creating additional vortex flows, a smoother flow around the wing 2 and the fuselage-nacelle 1, but also greatly increases the efficiency of the three-screw vizhitelnoy system. When moving from a three-screw propulsion system to a two- or single-rotor propulsion system and if a pitch moment (M _z ) occurs, it is countered by the deflection of the elevons 7 of the PGO 6, creating, by working in front of the wing 2, a fending force. After installing the consoles DSP 10 with smaller screws 11 in a horizontal position along the lines of horizontal traction, the possibility of cruising is carried out. When carrying out the technology of shortened take-off with a three-screw propulsion system, its console ЦПС 10, set in an intermediate position of -15 ° to achieve maximum acceleration together with the horizontal thrust of the larger propeller 20 during take-off with simultaneous automatic deflection of the flaps 7 and 13 to maximum angles to achieve maximum lift PGO 6 and wings 2 are equipped with the possibility of extended and automatic accelerated in-phase deflection together with smaller screws 11 in the annular channels 12 downward at an angle from -15 ° to -35 ° to achieve two components of traction when moving forward and vertical rise.

Таким образом, КТЭС с конструктивно-силовой двухбалочной схемой, имеющий трехвинтовую движительную систему, двухкилевое Н-образное хвостовое оперение на разнесенных балках, представляет собой гибридный самолет продольной схемы триплана с ГТД для СПГ и обратимым электродвигателем-генератором. Трехлопастные флюгерно-реверсивные толкающие винты в кольцевых каналах, создающие горизонтальную и соответствующим отклонением вниз наклонную тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты и уменьшение дистанции при выполнении технологии КВП. Причем ПГО находится спереди крыла и создает дополнительную подъемную силу и разгружает его, что и предопределяет наравне с высокой тяго-вооруженностью гибридной СУ возможность легко реализовать и выполнение технологии КВП. Последнее весьма важно при палубном базировании и, особенно, гибридного КТЭС, так как обеспечивает короткий его взлет и посадку на палубу корабля (достаточно и 120-180 м) при взлетной тяговооруженности не менее 0,7.Thus, a combined heat and power plant with a two-beam structural power scheme, having a three-screw propulsion system, a two-keel H-shaped tail unit on spaced beams, is a hybrid airplane of a longitudinal triplane scheme with a gas turbine engine for LNG and a reversible electric motor-generator. Three-bladed vane-reversing pushing screws in the annular channels, creating a horizontal and corresponding inclined downward inclined draft, provide the necessary control torques and reduce the distance when performing the KVP technology. Moreover, the PGO is located in front of the wing and creates additional lifting force and unloads it, which predetermines, along with the high thrust-weight ratio of the hybrid SU, the ability to easily implement the implementation of the KVP technology. The latter is very important for deck-based and, especially, hybrid CHPPs, as it provides its short take-off and landing on the ship's deck (120-180 m is enough) with a take-off thrust ratio of at least 0.7.

В настоящее время известно, что конструктивно-силовая двухбалочная схема, и, особенно, в самолетах продольной компоновки триплана, обеспечивает максимальную разгрузку крыла и фюзеляжа-гондолы от действия аэродинамических и массовых сил, а самолеты с трехвинтовыми движителями, смонтированными и, особенно, в межкилевом пространстве Н-образного хвостового оперения, что они устойчивы и управляемы, то, следовательно, все они пригодны для дальнейших инженерных приложений. Поэтому дальнейшие исследования по созданию гибридных КТЭС и БТЭС, используя вышеназванные преимущества, позволят освоить широкое их семейство.At present, it is known that the structural-power double-beam scheme, and especially in planes of the longitudinal layout of the triplane, provides maximum unloading of the wing and the fuselage-nacelle from the action of aerodynamic and mass forces, and aircraft with three-screw propellers mounted and, especially, in the inter-keel the space of the H-shaped tail, that they are stable and controllable, then, therefore, they are all suitable for further engineering applications. Therefore, further research on the creation of hybrid cogeneration and cogeneration plants, using the above advantages, will make it possible to master their wide family.

В конечном итоге широкие эксплуатационные требования к гибридным самолетам нового поколения, несомненно, приведут к созданию и освоению гибридных КТЭС, обеспечивающих реально высокие технико-экономические результаты, позволяющие достойно конкурировать с компанией "Volva Volare" (США), производящей аналогичный гибридный электросамолет мод. GT4. Весит пустой самолет из углепластика 1175 кг, на борту может нести пять человек или 542 кг груза на дальность 1850 км. При этом предельная взлетная масса Volva Volare GT4 составляет 1717 кг.Ultimately, the wide operational requirements for new-generation hybrid aircraft will undoubtedly lead to the creation and development of hybrid nuclear power plants that provide really high technical and economic results, allowing them to compete with Volva Volare (USA), which produces a similar hybrid electric airplane mod. GT4. An empty aircraft weighs 1175 kg in carbon fiber; it can carry five people on board or 542 kg of cargo at a distance of 1850 km. The maximum take-off weight of the Volva Volare GT4 is 1717 kg.

Наиболее актуальным в современных условиях для этих целей является освоение коммерческого КТЭС с взлетным весом 3400 кг и для перевозки 8 человек с общей дальностью полета до 2380 км при выполнении технологии КВП. При этом весить пустой КТЭС, изготовленный из углепластика, будет не более 2290 кг при весе аккумуляторов 1180 кг. В гибридной его СУ, включающей два электродвигателя с меньшими винтами диаметром 2,2 м и один D с большим диаметром 3,11 м (в том числе последний из них обратимый электродвигатель-генератор) суммарной пиковой мощности 600 кВт и номинальной - 330 кВт, имеется генераторный ГТД (ВК-150), который при необходимости может предоставить еще 117 кВт (160 л.с.). При благоприятных погодных условиях литиево-полимерная батарея позволит КТЭС-0,8 улететь на расстояние в 1020 км при крейсерской скорости 560 км/ч. Однако при падении зарядки до 25% от максимального значения включится ГТД и будет в полете, вращая электродвигатель-генератор, подпитывать аккумуляторы. Топливный его бак при выполнении КВП вмещает 110 кг топлива, что эквивалентно дополнительным 1360 км. Поэтому, выполняя КВП и имея запас топлива на время полета 0,5 ч, и даже с учетом работы генераторного ГТД, топливная эффективность для КТЭС-0,8 на дальности 1360 км весьма впечатляюща и составит 10,11 г/пас.-км (или 6,07 л на 100 км полета).The most relevant in modern conditions for these purposes is the development of a commercial nuclear power plant with a take-off weight of 3400 kg and for the transport of 8 people with a total flight range of up to 2380 km when carrying out the KVP technology. At the same time, an empty cogeneration plant made of carbon fiber will weigh no more than 2290 kg with a battery weight of 1180 kg. In its hybrid SU, which includes two electric motors with smaller screws with a diameter of 2.2 m and one D with a large diameter of 3.11 m (including the last of them is a reversible electric motor-generator) with a total peak power of 600 kW and a rated power of 330 kW, there is generator GTE (VK-150), which, if necessary, can provide another 117 kW (160 hp). Under favorable weather conditions, the lithium-polymer battery will allow the KHPP-0.8 to fly a distance of 1020 km at a cruising speed of 560 km / h. However, when the charge drops to 25% of the maximum value, the gas turbine engine will turn on and will be in flight, rotating the electric motor-generator, to recharge the batteries. Its fuel tank when carrying out the KVP holds 110 kg of fuel, which is equivalent to an additional 1360 km. Therefore, performing KVP and having a fuel reserve for the flight duration of 0.5 h, and even taking into account the operation of the generator gas turbine engine, the fuel efficiency for the KHPP-0.8 at a distance of 1360 km is very impressive and will be 10.11 g / pass.-km ( or 6.07 liters per 100 km of flight).

Важной особенностью применения параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода и концепции ТРРВ-Х1+2 в КТЭС, обеспечивающей качественный рост потребительских свойств, является то, что она масштабируемая и позволяющая наряду с коммерческим КТЭС-0,8 создать и легкие среднемагистральные КТЭС с пассажировместимостью 30 и 48 человек, освоенные на платформе самолетов двухбалочной схемы соответственно Су-80 и МиГ-110. При этом КТЭС-3,0 может иметь три электромотора пиковой мощностью 1440 кВт (номинальной D 792 кВт) каждый и криогенный ГТД для СПГ типа РК-65 ВФ (мощностью 1100 л.с.) с меньшими винтами диаметром 2,2 м и одним тянущим большим винтом диаметром 3,9 м.An important feature of the use of parallel-sequential hybrid technology of the power drive and the TRRV-X1 + 2 concept in the CHPP, which provides a qualitative increase in consumer properties, is that it is scalable and allows, along with the commercial CHPP-0.8, to create light medium-haul CHPPs with a passenger capacity of 30 and 48 people, mastered on the platform of two-beam aircraft, respectively, the Su-80 and MiG-110. At the same time, KTES-3.0 can have three electric motors with a peak power of 1440 kW (rated D 792 kW) each and a cryogenic gas turbine engine for LNG type RK-65 VF (1100 hp) with smaller 2.2 m diameter propellers and one 3.9 m pulling large screw.

Возможно освоение и среднего КТЭС-11,0 на базе самолета Як-44, выполненного по двухбалочной схеме и с тремя электромоторами пиковой/номинальной мощностью 4540/2500 кВт каждый и криогенным ГТД для СПГ мод. ТВ7-117СФ с меньшими и одним большим винтами соответственно диаметром 3,65 и 6,5 м, обеспечивающими по технологии КВП взлетный вес 42,6 т, позволит, имея критерий: полезная нагрузках дальность полета, равным 32725 т-км (у Ce-Liner 32300 т-км), реализовать высокие технико-экономические результаты, позволяющие достойно конкурировать с компанией "Bauhaus Luftfahrt" (Германия), осваивающей электросамолет Ce-Liner.It is possible to master the medium-sized CHPP-11.0 on the basis of the Yak-44 aircraft, made according to a two-beam scheme and with three electric motors with a peak / rated power of 4540/2500 kW each and a cryogenic gas turbine engine for LNG mod. TV7-117SF with smaller and one large propellers with a diameter of 3.65 and 6.5 m, respectively, providing the take-off weight of 42.6 t using the KVP technology, allowing, having the criterion: payload, flight range of 32725 t-km (for Ce- Liner 32300 t-km), to achieve high technical and economic results, allowing us to compete with the company "Bauhaus Luftfahrt" (Germany), mastering the electric aircraft Ce-Liner.

Claims

The cryogenic turboelectric short take-off and landing aircraft, made according to the longitudinal scheme of a triplane with front horizontal tail, two-keeled H-shaped plumage mounted to the low wing wing consoles on spaced beams, has a composite carbon fiber glider with smooth conjugation of wing and fuselage inflows, a power unit on the aft pylon, transmitting power through the main gearbox and transmission shafts to the screws in the annular channels located in the bow and stern of the fuselage, providing horizontal and vertical thrust corresponding to their deviations, a three-post retractable wheeled chassis with a nose support support, characterized in that it is made according to a two-beam scheme with a short fuselage-gondola and the ability to change the propulsion system in its flight configuration as with an airplane with three different-sized vane-reversible screws for take-off and landing flight modes, and in an airplane with a two- or single-rotor propulsion system for cruising, but also vice versa, for which with two smaller screws, it is equipped with a tail nacelle with a four-bladed large propeller along the symmetry plane on the cross-wing transverse axis with the four-bladed large propeller, the first of which have the same direction of rotation between each other and the opposite with the last, in order to reduce balancing losses while ensuring high load-bearing properties and lower the size and simple mechanization of the bearing surfaces with the possibility of instantaneous release / cleaning of the said front horizontal tail is equipped with elevons, and the mentioned wing - m flap and external flaps, but also to provide lateral and longitudinal balancing control, the said plumage includes consoles of the all-turning stabilizer with the possibility of their differential and common-mode rotation relative to the transverse pitch axis together with smaller screws from the horizontal position down and up, respectively, from 0 ° to -35 ° and from 0 ° to + 15 °, and in order to increase the effective elongation of the wing, along with reducing its inductive resistance, the end parts of the wing those with a positive angle of + 12 ° transverse V have ends in the plane of negative twist of the wing end parts with ends bent backward, the lower surfaces of the latter are beveled at an angle of 45 ° with a smoothly formed rounding from the bottom and a relatively sharp edge at the top, which reduces the intensity of vortex formation behind the wing in a stream of air coming out from under the lower surface of the wing relatively rounded in plan of the bent end of its corresponding sickle-shaped in terms of ending, the power plant, made in parallel hybrid technology of the power drive, equipped with left and right electric motors mounted in the respective engine nacelles on the stiffening ribs of the respective annular channels, a gas turbine engine equipped with a front output shaft for power take-off on the gearbox of a larger screw and an output shaft for power take-off rotationally connected through the output and input clutch, respectively, with a large screw and an electric motor-generator, made reversible, and having an electric drive system, including electric motors and rechargeable rechargeable batteries, while there is an input and output electromagnetic clutch, providing remote control of the clutch / disengagement, respectively, of the output shaft of the gearbox of the larger screw with the shaft of the motor-generator and the shaft of the four-blade pushing larger screw.