Rambler's Top100
English versionработа в москве, кадровые агентства, работа для студентов, поиск работы
Главная
Пресс-релиз
Проекты
Схемы диаграммы
Фото-видео
Пишите мне

ЛЕГКИЙ БЕЗАЭРОДРОМНЫЙ САМОЛЕТ

БЭЛЛА-2

(Общие сведения)

Генеральный директор, главный конструктор
А. Филимонов
2008 г.

ПРЕДПОСЫЛКИ К ВОЗНИКНОВЕНИЮ САМОЛЕТА БЭЛЛА-2

Проект самолета БЭЛЛА возник в связи с необходимостью значительного снижения эксплуатационных затрат за счет исключения из инфраструктуры авиационного обслуживания аэродромов. Разработка проекта легкого 10-ти местного безаэродромного самолета БЭЛЛА-2 проводилась на основании результатов исследования экспериментального образца Аналога АКЛА (БЭЛЛА-1).

В условиях Севера, Сибири и Дальнего Востока России аэропортовые расходы достигают 70 и более процентов от всех затрат на обслуживание летательных аппаратов (ЛА). Это с одной стороны. С другой стороны, в указанных регионах существует множество естественных ровных взлетно-посадочных площадок (ВПП) как летом, так и зимой в виде озер, рек, болот, полей и т. д.

Известные на сегодня традиционные летательные аппараты: самолеты и вертолеты не могут эксплуатироваться с естественных ВПП в указанных регионах без смены взлетно-посадочных устройств (ВПУ) и специально подготовленных ВПП. Так, известный российский самолет АН-2 имеет три сменных ВПУ: колесное, лыжное, гидропоплавковое. Первые два требуют ВПП. Вертолет также требует в зависимости от времени года смены ВПУ. Более того, вертолет не может совершить посадку, например, на болото без специально подготовленных ВПП, а на глубокий снег, высокую траву - по причине отрицательного экранного эффекта.

На замену ВПУ и подготовку ВПП требуются огромные эксплутационные затраты, что приводит к низкой транспортной эффективности ЛА. Попытки установить на ЛА два ВПУ, например, на гидросамолет дополнительно установить колесное шасси приводит к увеличению массы конструкции и к снижению его транспортной эффективности.

Все указанные недостатки исключаются в самолете БЭЛЛА-2. Самолет может совершить взлет и посадку на любую ровную естественную площадку в любое время года. Ему не нужно менять ВПУ. Более того, такой самолет менее чувствителен к погодным условиям, например, к направлению ветра, видимости. Он может двигаться в режимах самолета, аппарата на воздушной подушке, экранолета, а также совершать укороченный взлет и посадку.

После проведения научно- исследовательских работ (теоретических расчетов и продувок в аэродинамических трубах) в 1994 году был построен экспериментальный образец такого ЛА. В течение 2-х лет проводились вначале заводские стендовые испытания. Затем первый этап летных испытаний: скоростные пробежки и подлеты в условиях, приближенных к естественным, заснеженное сельскохозяйственное поле, застывшая река, пойма реки в летних условиях и вода.

ЛА показал высокие взлетно-посадочные характеристики и подтвердил результаты исследований в аэродинамических трубах и расчетные данные.

На ЛА получены патенты РФ, США и Германии в статусе изобретения и промышленного образца РФ.

НАЗНАЧЕНИЕ САМОЛЕТА БЭЛЛА-2

Безаэродромный самолет БЭЛЛА-2 предназначен для эксплуатации в условиях Крайнего Севера, Сибири и Дальнего востока России с более высокой транспортной эффективностью, чем применяющиеся в настоящее время легкие самолеты и вертолеты.

Безаэродромный самолет БЭЛЛА-2 предназначен также для:

  • перевозки 10-ти пассажиров при высоком уровне комфорта;
  • доставки различных грузов от "двери" до "двери";
  • использования в грузопассажирском варианте.

Самолет БЭЛЛА-2 обеспечит:

  • транспортную связь не только между крупными городами и областными центрами, имеющими аэродромы, но и связь между любыми населенными пунктами, не имеющими специальных взлетно-посадочных полос;
  • потребности Министерств обороны, внутренних дел, по чрезвычайным ситуациям, здравоохранения, связи, пограничной службы, особенно в труднодоступных регионах;
  • обустройство нефтяных и газовых месторождений, геологоразведку, доставку вахтовых бригад, патрулирование и обслуживание нефте- и газопроводов и др. с минимальными транспортными издержками;
  • интересы бизнеса в качестве административного, делового или частного самолета, а также развитие туризма.
  • Благодаря возможности посадки и взлета с любой естественной площадки (озеро, река, болото, поле) и в любое время года обеспечивается выигрыш во времени по доставке как пассажиров, так и грузов.

Учитывая возможность безаэродромного базирования и эксплуатации самолета БЭЛЛА-2 с одной стороны, а с другой – огромную потребность в авиационном транспорте на местных авиалиниях Крайнего севера, Сибири и Дальнего востока, где сосредоточено до 80 % энергоресурсов страны, прогнозируемый заказ на самолет БЭЛЛА уже в ближайшее время может составить несколько тысяч штук.

УСТРОЙСТВО И ОСОБЕННОСТИ САМОЛЕТА БЭЛЛА-2

Самолет выполнен по схеме "летающее крыло" с развитым хвостовым оперением и пилотско - пассажирской кабиной впереди. Основной частью ЛА является дискообразный центроплан с центральным тоннелем, в котором размещены винтовая подъемная система и грузовая кабина. По бокам центроплана размещены консольные части крыла. Снизу расположено ВПУ в виде надувного посадочного тора, являющегося ограждением для воздушной подушки, колесно-лыжных опор и глиссирующей поверхности: редана под пилотско-пассажирской кабиной.

Такое универсальное ВПУ позволяет обеспечить безаэродромную эксплуатацию с воды, болотистых и заснеженных поверхностей, любого грунта. Расположенные на задней части центроплана маршевые винтомоторные установки обеспечивают полную обдувку поверхностей хвостового оперения, повышая надежность и безопасность на различных режимах полета и в случае отказа одного из двигателей.

Особенностью конструкции самолета является следующее:

  • наличие подъемной винтомоторной установки наряду с обычными маршевыми силовыми установками, что обеспечивает в конечном итоге укороченный взлет и посадку;
  • дискообразный центроплан служит не только для размещения грузов, силовых установок и др., но и создает аэродинамическую подъемную силу в полете;
  • планер почти полностью выполнен из композиционных материалов с применением трехслойных оболочек с пенопластовым и сотовым заполнителями, что в 1,5…2,0 раза снижает массу конструкции по сравнению с металлическими конструкциями;
  • наличие отдельной грузовой кабины наряду с пилотско-пассажирской исключает затраты на переоборудование пилотско-пассажирской кабины под грузовую кабину;
  • наличие универсального ВПУ позволяет исключить его переоборудование в зависимости от времени года;
  • консольные части крыла имеют возможность складываться, что позволяет обеспечить транспортировку аппарата наземным или воздушным транспортом.

ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЫ И ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА БЭЛЛА-2

Обоснование аэродинамической схемы самолета было приведено в главе 2 монографии «БАРС», том 1, применительно к аэростатическому комбинированному ЛА (АКЛА).

Для подтверждения полученных результатов исследований в аэродинамических трубах на моделях, отработки конструктивно-компоновочных решений и оценки летно-технических характеристик был построен пилотируемый аналог АКЛА и проведены его стендовые и летные испытания. Его данные аналогичны безаэродромному самолету БЭЛЛА-1, летно-технические характеристики которого приведены на Интернет-сайте: WWW. TUMENECOTRANS. RU.

Результаты этих исследований и испытаний ЛА изложены также в монографии «БАРС», том 1.

На основании полученных результатов и масштабного коэффициента увеличения в 1,5 раза по сравнению с аналогом АКЛА был разработан проект безаэродромного самолета БЭЛЛА-2, геометрические данные которого приведены в Приложении 1 и на общем виде в 3-х проекциях Приложения 2.

При этом с целью улучшения аэродинамических и летно-технических характеристик он претерпел следующие изменения:

  1. увеличена несущая способность центроплана за счет увеличения его кривизны;
  2. увеличена несущая способность консолей крыла за счет применения высоко несущего аэродинамического профиля ЦАГИ Р-III-18;
  3. применен несимметричный высоко несущий аэродинамический профиль ЦАГИ Р-II-14 для горизонтального оперения с его верхним расположением (вместо среднего расположения на аналоге) и увеличенным плечом;
  4. установлены цельноповоротные боковые секции г.о., выполняющие функцию элевонов (вместо переставных боковых секций г.о. с рулями-элевонами на аналоге);
  5. увеличены относительные габариты пилотско-пассажирской кабины: длина и ширина;
  6. увеличены относительные габариты и объем посадочного надувного тора;
  7. увеличена поперечная и уменьшена продольная база колесно-лыжных опор (КЛО).

ПОАГРЕГАТНАЯ ВЕСОВАЯ СВОДКА ПУСТОГО ЛА, МАССЫ СНАРЯЖЕНИЯ, ТОПЛИВА И КОММЕРЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ

В Приложении 3 приведена весовая сводка частей планера, величины которых определены на основании весовых данных частей планера аналога с учетом масштабного коэффициента увеличения и вышеприведенного перечня изменения геометрических данных.

Масса топлива и силовых установок определены из расчета летно-технических характеристик первого приближения при следующих исходных данных:

Весовые:

  • коммерческая нагрузка mком = 850 кг (или 10 пассажиров с багажом);
  • служебная нагрузка и снаряжение mсл.сн = 230 кг, включая 2-х пилотов – 170 кг, масло, воду, спасательное оборудование, запасные части, чехлы для агрегатов самолета, бортовые инструменты, огнетушители и прочее mсн = 60 кг;
  • относительный запас топлива, m¬Т = mТ / m0 = 0,2

Геометрические:

  • диаметр подъемного винта Dп.в = 2,5 м;
  • несущая площадь, включая центроплан, Анес = 64 м2

Аэродинамические:

  • Поляры опытная и расчетная на крейсерском режиме (Рис. 1)
    (Приложение № 4)

Энергетические:

  • Зависимость подъемной силы от скоростей полета V = 10, 15, 20, 25 м/с – стр. 62…67, монография «БАРС», том 1;
  • удельная нагрузка на ометаемую подъемным винтом площадь
    pп.в. = 100 ;
  • зависимость удельной нагрузки на мощность q от удельной нагрузки на ометаемую подъемным винтом площадь pп.в (Рис. 2) (Приложение № 4);
  • удельный расход топлива Се = 0,25 кг/л.с.• час

Летные:

  • крейсерская скорость полета Vкр = 252 км/час (70 м/с);
  • скорость отрыва Vотр > 54 км/час (15 м/с);
  • высота полета H = 3000 м (Рн = 0,93 кг/м3)

Необходимо определить:

  1. Взлетную массу m0
  2. Мощность подъемной и маршевой силовых установок, их выбор и оценка высотно-климатических и расходных характеристик двигателей
  3. Дальность полета
  4. Массу топлива и силовых установок
  5. Технико-экономические данные.

 

РАСЧЕТ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЛЕГКОГО БЕЗАЭРОДРОМНОГО САМОЛЕТА БЭЛЛА-2
(ПЕРВОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ)

1. Определение взлетной массы

В первом приближении взлетную массу можно определить, исходя из условия отрыва ЛА от поверхности по формуле

где Fп.в – тяга подъемного винта вне канала;
F¬V п.в – относительный коэффициент увеличения тяги подъемного винта в канале центроплана на скорости отрыва (F¬V п.в = 5…7 – при скорости отрыва Vотр = 15 м/с на основе результатов испытаний, стр. 65, монография «БАРС», том 1;)

Тяга подъемного винта определяется по формуле

Fп.в =0,785 • D2п.в • pп.в = 0785•2,52 •100 = 490,6 даН,

Тогда mI0 = 4906 • 5…7 / 9,8 = 2503…3504 кг, принимается m0 = 3500.

2. Определение мощности двигателя (ей) подъемной силовой установки (ПСУ)

Определяется в первом приближении по формуле

PПСУ = Fп.в / q = 490,6 / 2,2 = 223 л.с. (164 кВт),

здесь q = 2,2 даН/л.с принята при pп.в = 100 из графика q = f (pп.в) – стр. 71, «Основы проектирования СВВП», Ф.П. Курочкин, М., Машиностроение, 1970 г.

3. Определение мощности двигателя (ей) маршевой силовой установки (МСУ) из условия крейсерского полета на высоте 3000 м

Определяется в первом приближении по формуле

здесь Сх = 0,051 принят из опытной поляры Су = f (Сх) для αкр = 50
при Су = 0,24, что согласуется с выбранной величиной взлетной массы

4. Определение дальности полета

Определяется по известной формуле

При этом перегоночная дальность с 2-мя пилотами на борту составит

5. Определение масс топлива, расходуемых на расчетную дальность (работа МСУ), на руление и осуществление взлетно-посадочных режимов (работа ПСУ)

Принимая расчетную дальность L р = 1000 км и используя вышеприведенную формулу дальности, получим запас топлива, необходимый для осуществления расчетной дальности mр.дт = 630 кг, при этом навигационный запас топлива составит

Принимая время работы ПСУ 10 минут, по формуле

mт = СеПСУ • 10 мин / 60 мин = 17,7 кг,

где СеПСУ = 106 кг/час – часовой расход топлива выбранного двигателя ГТД-250 (Приложение № 5).

Масса дополнительного топлива на осуществление перегоночной дальности равна массе коммерческой нагрузки, т.е. mт = mком = 850 кг.

6. Выбор силовых установок, подъемной и маршевой, определение их масс

Из соображения экономичности, меньшей удельной массы и надежности работы при низких температурах, целесообразно для подъемной и маршевой силовых установок (СУ) применить газотурбинные двигатели (ГТД).

Выбор двигателя для подъемной СУ и определение ее массы

Принимая во внимание кратковременную работу двигателя подъемной СУ, только на взлетно-посадочных режимах, целесообразно применить ГТД типа турбостартера, которые предназначены для запуска основных ГТД ЛА.

Таким двигателем может служить турбостартер ГТД-250 разработки МКБ «Гранит» мощностью 160 кВт (217 л.с.), примерно равной расчетной. Его основные данные приведены в Приложении № 5. Его преимущества еще и в том, что он может работать в режиме энергоузла, когда не работают маршевые двигатели. Габариты двигателя позволяют поместить его в заднем отсеке центроплана и с помощью трансмиссионного вала и подъемного редуктора обеспечить привод подъемного винта-вентилятора, размещенного в канале (см. общий вид).

Массу подъемной СУ можно определить из соотношения
mПСУ = КПСУ • mдв,
где КПСУ – коэффициент соотношения всей массы СУ к массе двигателя. У аналога АКЛА этот коэффициент применительно к ГТД равен 2,35.
Тогда mПСУ = 2,35 • 75 =176 кг.

Выбор маршевой силовой установки и определение ее массы

На основании анализа отечественных и зарубежных турбовинтовых двигателей (ТВД) относительно небольшой мощности могут быть приемлемыми по мощности для БЭЛЛА-2:

  • двигатель НК-600 разработки ОКБ имени Н.Д. Кузнецова;
  • двигатель АИ-450 разработки ОАО «Мотор Сич» (Украина);
  • ПРАТТ УИТНИ РТ6-А (Канада) и др.

Все они могут развивать на взлетном или чрезвычайном режимах мощность до 600 л.с.

Наиболее приемлемым для самолета может оказаться двигатель НК-600, предназначенный для установки на легких отечественных вертолетах или самолетах.. Поэтому на базе этого двигателя можно с минимальной конструктивной массой разработать ТВД с толкающим винтом, наиболее приемлемой для самолета БЭЛЛА-2. В приложении № 6 приведены данные двигателя НК-600. На крейсерском режиме он может развивать мощность до 440 л.с., что соответствует расчетной мощности.

Массу маршевой СУ можно определить из соотношения

mМСУ = 2КМСУ • mдв

где КМСУ – коэффициент соотношения всей массы СУ (ТВД) к массе двигателя.
Из статистических данных КМСУ = 1,8…2,0;
из данных по двигателю НК-600 mдв = 110 кг.
Тогда максимальная масса маршевой СУ, состоящей из 2-х ТВД равна

mМСУ = 1,9 • 2 • 110 = 418 кг.

Полученные расчетом летно-технические данные занесены в весовую сводку (Приложение № 3) и в перечень основных ЛТХ (Приложение № 7) проекта безаэродромного самолета.

7. Технико-экономическая оценка самолета БЭЛЛА-2

Окупаемость изготовления опытной партии

Время окупаемости можно определить по формуле

где Сопизгот= nоп • Спасс • nпасс – стоимость изготовления опытной партии (здесь nоп - количество самолетов в опытной партии, Спасс – условная (из статистики) стоимость пассажироместа, nпасс – количество пассажирских мест в самолете);

Сопэкспл= Сл.ч. • nгодл.ч. – годовая стоимость эксплуатации одного самолета из опытной партии
(здесь Сл.ч. - стоимость летного часа, nгодл.ч. - годовой налет в часах).
Стоимость летного часа определяется по формуле Сл.ч. = Ст.км • mп.н. • Vкp, где СТ.КМ = 1,25, Cтопл - стоимость одного т • км.

Принимая Сместопасс = 100 000 долл. США, nпасс =10, mп.н.=1,08 тонн, Vкр =250 км/час, nгодл.ч. =3000, Стопл. = 0,75 долл. США и задаваясь количеством самолетов в опытной партии поп = 3, 5, 7 и т.д., находим зависимости tокуп = f(non) (рис. 3). Из графиков видно, что минимальное время окупаемости tокуп ~ 1,5 года для заданной стоимости изготовления самолета Ссамизгт = 1,0 млн. долл. США имеет место при опытной партии, начиная с nоп > 5.

Однако при увеличении годового налета часов в 1,5…2,0 раза, с учетом особенностей самолета, окупаемость можно уменьшить до одного года и менее.

Рис. 3. Зависимость
tокуп = f(non)

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

ТРАНСПОРТНАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ САМОЛЕТА БЭЛЛА-2
(затраты на т•км)

Оценка транспортной эффективности самолета БЭЛЛА проведена в сравнении с ЛА: грунтовым самолетом, самолетом-амфибией и вертолетом. Известно, что величина затрат на т•км Сзатр. складывается из величины стоимости топлива Стопл., затрат на воздушное и наземное обслуживание с учетом амортизации ЛА, аэропортовых сооружений и ВПП. Из статистических данных стоимость топлива для обычного (грунтового) самолета составляет примерно 40 % от всех затрат. Принимая затраты на топливо за единицу и проведя анализ величин составляющих остальных затрат, были определены в первом приближении затраты по отношению к стоимости топлива: для самолета БЭЛЛА - 25 %, для вертолета - 50 %, для самолета-амфибии - 100 %, для грунтового самолета - 150 %. Ниже приведена диаграмма транспортной эффективности для четырех типов ЛА (зависимость удельной производительности Сзатр /т•км от типа ЛА).


Приложение № 1

Основные геометрические данные проекта самолета БЭЛЛА –2
(на 10 мест)

Общие габариты:

 

длина L, м

12,6

размах l, м

16

высота H, м

3,4

Площади несущие:

 

общая, м2

64

диска центроплана, м2

41,4

консолей крыла, м2

22,6

Центроплан:

 

диаметр центроплана Dd, м

6

Габариты канала:

 

диаметр входной Dвх, м

2,5

диаметр выходной Dвых, м

3,7

высота Hкан, м

2

Кабина грузо-пассажирская:

 

длина, м

4,9

ширина, м

2,6

высота, м

2

объем, м3

18

Грузовой отсек центральный:

 

диаметр основания Dго, м

2,2

высота Hго, м

1,5

объем, м3

4


Приложение № 2

Общий вид безаэродромного самолета БЭЛЛА-2

 


Приложение № 3

Весовая сводка

проекта безаэродромного самолета БЭЛЛА-2

№ п.п

Наименование

кг

1

Взлетная масса

3500

2

Масса пустого

1700

3

Масса планера,

610

 

                          в том числе:  

 

3.1

*)Центроплана

420

3.2

Консолей крыла

100

3.3

Хвостового оперения

90

4

Масса комбинированного взлетно-посадочного устройства,

150

 

                          в том числе:

 

4.1

Колесно-лыжных опор

125

4.2

Ограждение воздушной подушки

25

5

Масса силовых установок (СУ),

590

 

                          в том числе:

 

5.1

Маршевой СУ

415

5.2

Подъемной СУ

175

6

Масса оборудования и систем управления

350

7

Масса снаряжения и служебной нагрузки,

230

 

                          в том числе:  

 

7.1

Двух пилотов

170

7.2

Снаряжения

60

8

Масса коммерческой нагрузки

850 или 10 пассажиров с багажом)

9

Масса топлива,

720

 

                          в том числе:  

 

9.1

Расходуемого МСУ

630

9.2

Расходуемого ПСУ

20

9.3

Навигационного (резервного)

70

*) В массу центроплана входят массы пилотско-пассажирской кабины и хвостовых балок.


Приложение № 4

Рис.1. Поляры опытная АКЛА (1) и расчетная БЭЛЛА для более несущих профилей центроплана и консолей крыла (2) – для крейсерского режима полета

Рис.2. Зависимость удельной нагрузки на мощность q от удельной нагрузки на ометаемую подъемным винтом площадь рп.в


Приложение № 5


Приложение № 6

*)Характеристика силовой установки НК-600

Предназначен для использования в качестве маршевой силовой установки вертолётов и самолетов различного применения в классе грузоподъёмности 1500—4000 кг.
Конструкция двигателя выполнена по двухроторной схеме, включающей ротор газогенератора и ротор свободной силовой турбины.
Силовая турбина передает мощность редуктору, установленному сзади двигателя, прямо на вал свободной турбины.
Двигатель состоит из трёх модулей:

  • газогенератора (входное устройство, компрессор, камера сгорания и турбина компрессора);
  • редуктора с коробкой приводов;
  • свободной силовой турбины.

Технические характеристики:

Чрезвычайный режим
(Н=0, МП=0, МСА+15°C):

 

Мощность, кВт (л.с.)

441 (600)

 

 

Взлётный режим
(Н=0, МП=0, МСА+15°C):

 

Мощность, кВт (л.с.)

405 (550)

Удельный расход топлива, г/кВт·ч (г/л.с.·ч )

378 (278)

 

 

Максимальный крейсерский режим
(Н=3000 м)

 

Мощность, кВт (л.с.)

324 (440)

Удельный расход топлива, г/кВт·ч (г/л.с.·ч)

306 (225)

Сухая масса, кг

110

*)Характеристика силовой установки НК-600 взята на основе запроса в АО СНТК «Двигатели НК» им. Н.Д. Кузнецова

 


Приложение № 7

Основные летно-технические характеристики проекта самолета БЭЛЛА-2

Взлетная масса, кг

3500

Масса пустого снаряженного самолета, кг

1760

Силовые установки:

 

 суммарная мощность, л.с, в том числе:

1150

        маршевых

2 х 450

        подъемной

1 х 250

    количество, тип и марка двигателей:

 

        маршевых

2 ТВД  НК-600

        подъемной

1 ГТД-250 МКБ «Гранит»

нагрузка на ометаемую подъемным винтом площадь, (dаН/м2)

100

Крейсерская скорость, км/ч

250

Высота полета, км

до 3

Коммерческая нагрузка, кг/пасс
при дальности, км

850/10
1000
(Се = 0,25 кг / л.с. • час)

Габариты, м:

 

    длина

12,6

    размах крыла

16

    высота

3,4

Взлетно-посадочные данные:

 

    скорость отрыва Vотр, км/ч

до 60

    скорость посадочная Vпос, км/ч

55

    длина разбега, м

75

    длина пробега, м

50

требования к взлетно-посадочной площадке (полосе)

естественная площадка: озеро, река, болото, с/х поле и т. д.

 

 

 


© ОАО "ТЮМЕНЬЭКОТРАНС", 2003