CC BY
0
Vestnik of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering
V. 23, no. 2, 2024
УДК 629.735.01 В01: 10.18287/2541-7533-2024-23-2-62-73
МЕТОД РАСЧЁТА В ПЕРВОМ ПРИБЛИЖЕНИИ ВЗЛЁТНОЙ МАССЫ ЛЁГКОГО САМОЛЁТА С ГИБРИДНОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ
© 2024
ведущий инженер, Передовая инженерная школа МАИ; Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет); saavia@mail.ru
кандидат технических наук, старший научный сотрудник, доцент; Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет), i arbusov@mail.ru
доктор технических наук, профессор, проректор по научной работе; Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет); vurav@mai.ru
Рассматривается метод расчёта в первом приближении взлётной массы лёгкого самолёта с гибридной силовой установкой на базе поршневого и электрического двигателей. Дан краткий обзор организаций, занимающихся тематикой гибридных силовых установок. Показано влияние степени гибридизации силовой установки на взлётную массу самолёта. Под степенью гибридизации силовой установки понимается относительная величина, характеризующая распределение суммарной мощности всех двигателей, установленных на летательном аппарате, между поршневыми и электрическими двигателями. Представлены основные параметры, необходимые для определения взлётной массы самолёта в первом приближении. Взлётная масса самолёта в первом приближении определяется из уравнения её существования. Приводятся статистические данные самолётов с разными типами силовых установок, на основе которых проводятся расчёты. В первом приближении относительная масса гибридной силовой установки определяется путём анализа статистических данных лёгких самолётов с поршневыми и электрическими двигателями, по которым построены соответствующие графики. Сделаны выводы о наличии оптимального диапазона характеристик лёгкого самолёта с гибридной силовой установкой.
Гибридная силовая установка; лёгкий самолёт; поршневой двигатель; электрический двигатель
А. В. Сычёв
И. В. Арбузов
Ю. А. Равикович
Цитирование: Сычёв А.В., Арбузов И.В., Равикович Ю.А. Метод расчёта в первом приближении взлётной массы лёгкого самолёта с гибридной силовой установкой // Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2024. Т. 23, № 2. С. 62-73. DOI: 10.18287/2541-7533-2024-23-2-62-73
Введение
В настоящее время во многих странах ведутся работы по разработке гибридной силовой установки (ГСУ) для летательных аппаратов. Такие силовые установки представляют собой комбинацию поршневых и электрических двигателей (ПД и ЭД). Это связано с их экономической и экологической эффективностью [1 - 5].
В России разработками ГСУ занимаются ОДК, ОАК, ЦИАМ, ЦАГИ, МАИ и ряд других государственных и частных организаций [1 - 6]. За рубежом подобную работу ведут NASA, Rolls-Royce, Airbus, Штудгартский университет и другие [1 - 6]. Этими организациями были созданы, как экспериментальные стендовые образцы, так и лётные экземпляры гибридных силовых установок на базе поршневых и газотурбинных двигателей в составе с электрическими машинами. Работы по ГСУ на базе ПД ранее освещались в статьях [4; 5; 7].
Важно отметить, что разработка и создание ГСУ отдельно от самолёта является неверным решением, так как проектные параметры ГСУ напрямую зависят от
Aviation and Rocket-Space Engineering
проектных параметров самого летательного аппарата. Такой подход - приспособление ранее созданного ГСУ ко вновь проектируемому летательному аппарату (ЛА) в лучшем случае не даст эффективных результатов, а в худшем, в соответствии с уравнением существования, - вообще не позволит формировать ЛА с заданными требованиями. Поэтому формирование облика ГСУ должна быть составной частью формирования облика ЛА в целом.
При проектировании подобных аппаратов из-за отсутствия статистических данных по относительным массам частей аппаратов возникает проблема в определении их взлётной массы. В данной работе предложен метод расчёта относительных масс частей самолёта, учитывающий степень гибридизации его силовой установки. Следует отметить, что от величины этого параметра существенно зависит взлётная масса самолёта, так как при этом влияние на массу оказывает не только собственная масса силовой установки, но и запас энергии для их питания (массы топлива и аккумуляторных батарей), который в последующем определяет облик ГСУ и ЛА в целом.
В данной работе под степенью гибридизации силовой установки понимается относительная величина, характеризующая распределение суммарной мощности всех двигателей, установленных на ЛА, между поршневыми и электрическими двигателями (ниже - коэффициенты гибридизации квд и к ).
Исходные данные для расчёта взлётной массы лёгкого самолёта с ГСУ формируются на основе требований нормативных документов: технического задания (ТЗ), АП-23, АП-33 [8] и т.д.
В табл. 1 представлены основные параметры, необходимые для определения взлётной массы самолёта в первом приближении.
Таблица 1. Перечень исходных данных для определения взлётной массы
№ Наименование параметра Единица измерения Обозначение Значение Примечание
1 Расчётная дальность полёта самолёта, км км LP Из ТЗ
2 Масса целевой нагрузки кг тцн Из ТЗ
3 Масса снаряжения кг тсн Из ТЗ
4 Доля мощности ГСУ, приходящаяся на ЭД кэд 0...1 Оптимизируемый параметр
5 Аэродинамическое качество K Из ТЗ
Последовательность определения параметров самолёта в процессе проектирования диктуется их взаимозависимостью. Взлётная масса самолёта в первом приближении определяется из уравнения её существования по следующей формуле [9]:
m + m
moi = л (m _ цн m сн m _ ч , (1)
1 -Im + m + m + m + тб )
\ к оу гсу т аб J
где _цн - масса целевой нагрузки (задаётся в ТЗ), кг; _сн - масса снаряжения (задаётся в ТЗ), кг; _к - относительная масса конструкции; _оу - относительная масса оборудования и управления; _гсу - относительная масса ГСУ; _т - относительная масса топлива; _з6 - относительная масса аккумуляторной батареи (АБ).
Здесь относительные массы частей самолёта представляют долю их массы от общей взлётной массы летательного аппарата:
Vestnik of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering
V. 23, no. 2, 2024
_ тк _ т _ т _ тт _ дааб
т = — ; тоу = — ; тгсу = —^ ; тТ =—; таб = —, (2)
т0 т0 т0 т0 т0
где тк - масса конструкции; тоу - масса оборудования и управления; тгсу - масса ГСУ; тт - масса топлива; таб - масса аккумуляторной батареи.
Масса ГСУ выражается как баланс масс её составных частей:
т — п (т1 + Ат1 ) + п (т, +Ат, ) + и т, — т + Ат +т + Ат +т , (3)
гсу пд \ 1пд 1пд / эд \ 1эд 1эд / вв 1вв пд пд эд эд вв > \ /
где ппд, пэд - количество поршневых и электрических двигателей, соответственно; т1пд, т1эд - соответственно, массы одного ПД и одного ЭД; Ат1пд, Ат1эд - соответственно, массы агрегатов одного ПД и одного ЭД (редукторы, контроллеры и пр.); пвв - количество воздушных винтов, установленных на самолёте; т1вв - масса одного воздушного винта; т т - массы всех ПД и всех ЭД, соответственно; Ат Ат - массы агрегатов всех
пд эд пд эд
ПД и всех ЭД, соответственно; твв - масса всех воздушных винтов и их втулок, установленных на самолёте.
Относительную массу силовой установки с учётом уравнений (2) и (3) можно представить в следующем виде:
тгсу т + т + т + т + т тгСу - — = ——23——22—-=тпсу + тэсу + твв, (4)
т0 т0
где тпсу - относительная масса части силовой установки с поршневым двигателем; тэсу -относительная масса части силовой установки с электрическим двигателем; твв - относительная масса воздушных винтов и их втулок.
Относительные массы ГСУ, топлива и АБ зависят от степени гибридизации силовой установки, которую можно выразить через коэффициент распределения мощности ГСУ между электрическими и поршневыми двигателями.
Уравнение баланса мощностей ГСУ в абсолютном виде представляется как суммарная мощность ЭД и ПД:
N гсу - N эд + N пд, (5)
где N - мощность электродвигателя, Вт; Nпд - мощность поршневого двигателя, Вт.
Разделив левые и правые части данного уравнения на N , получаем уравнение баланса мощностей в относительном виде:
1 = *эд + кш, (6)
где кэд - доля мощности ГСУ, приходящаяся на электродвигатель; кпд - доля мощности
ГСУ, приходящаяся на поршневой двигатель.
Тогда коэффициент гибридизации электрических двигателей через мощности разнотипных двигателей определяется следующим выражением:
Aviation and Rocket-Space Engineering
N N — N N
k = = rey °д = i дд _ i — k эд Nrcy N„„ N.. пд'
гсу
гсу
гсу
(7)
Уравнение (7) определяет тип силовой установки проектируемого самолёта:
кэд =
0 при 0... 1 при
1 при
N*=0
0 < Nэд < Nrcy Nэд = Nrcy
^ самолёт с ПД; ^ самолёт с ГСУ; ^ самолёт с ЭД.
(8)
В первом приближении относительную массу ГСУ можно определить путём анализа статистических данных лёгких самолётов с поршневыми и электрическими двигателями [10 - 19]. В табл. 2 представлены статистические данные существующих лёгких самолётов. Мощность электрических и поршневых силовых установок в таблице обозначена .
Таблица 2. Статистические данные по лёгким самолётам с поршневыми и электрическими двигателями
Наименование самолёта N*, Вт m0, кг m цн+сн , кг mK ^у m т ma6 ^у Ьр, км
Самолёты с поршневыми двигателями
Аэропракт-20-1 36775 428 160 0,43 0,10 0,06 - 0,05 400
Аэропракт-20-2 58840 516 160 0,39 0,11 0,13 - 0,06 1200
СП-30 73550 533 160 0,57 0,11 0,08 - 0,01 330
Х-32 «Бекас» 73550 551 160 0,41 0,11 0,12 - 0,06 938
Pipistrel Virus 73550 543 160 0,42 0,11 0,13 - 0,04 1450
Zodiak CH-601 XL 58840 616 160 0,49 0,10 0,11 - 0,04 925
Zenit STOL CH-701 73550 517 160 0,39 0,11 0,11 - 0,08 599
Птенец-2 73550 491 160 0,43 0,12 0,12 - 0,01 660
Самолёты с электрическими двигателями
YI E430 40 000 470 160 0,45 0,04 - 0,21 0,01 227
Electra One 18000 300 80 0,26 0,02 - 0,43 0,02 400
Cri-Cri Electro 22000 170 75 0,38 0,03 - 0,14 0,01 55
Pipistrel Velis Electro 57600 600 160 0,50 0,03 - 0,17 0,03 170
AerbusE-FAN 58840 550 80 0,50 0,04 - 0,30 0,01 160
Из анализа статистических данных лёгких самолётов видно, что средние значения относительной массы силовых установок составляют (рис. 1):
т = 0,11 - для самолётов с поршневым двигателем ( к = 0);
m„
эсу
= 0,03 - для самолётов с электрическим двигателем (к = 1).
Vestnik of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering
V. 23, no. 2, 2024
0,12 mncy = 0,11 0,10
0,08
0,06
0,04 ihzcy - о,оз 0.02
Среднее значение
Аэропракт-20-2
Zodiak CH-601XL
A Птенец-2 8 ZenitSTOLCH-701 S cn :.IJ 2 Pipistiel Vims • X-32 *Бекас»
Дэрапракт-20-l
Зона относительной массы ГСУ
ЕЛу-1
Среднее значение
Pifistrel
Е-811 Aert>usE-FAN
Electro ASG 32
10000 20000 30000 40000 50000 60000 70000
Рис. 1. Статистические данные зависимости относительной массы силовой установки самолёта от мощности поршневых двигателей
^пд.ДГэдВт
Если принять, что зависимость относительной массы ГСУ (тгсу) от степени её гибридизации (кэд ) линейна, то с учётом средних значений статистических данных получим следующее уравнение прямой:
m =
гсу
km ( 0,11 - 0,08 кэд ) ,
(9)
где кт - коэффициент учёта утяжеления массы ГСУ за счёт усложнения её конструкции. Для расчёта взлётной массы в первом приближении можно принять:
km =
1 при кэд - 0 самолёт с ПД;
1,05... 1,10 при 0 < кэд < 1 самолёт с ГСУ; 1 при к -1 самолёт с ЭД.
(10)
Если принять среднее значение коэффициента кт = 1,075, а уравнение функциональной зависимости в виде параболы, то уравнение (8) можно записать в следующем виде:
km =-0,3кэД + 0,3кэд + 1.
(11)
После преобразования уравнение (9) с учётом уравнения (11) примет окончательный вид:
mrcy = 0,024k3 - 0,057k^ - 0,047+ 0,11.
(12)
Уравнение (11) позволяет определить в первом приближении относительную массу гибридной силовой установки в зависимости от коэффициента кэд .
Aviation and Rocket-Space Engineering
Для определения относительных масс топлива тт и аккумуляторных батарей таб
необходимо установить режимы работы ГСУ, то есть продолжительности работы ЭД и ПД в составе ГСУ. Для вычисления этих параметров предлагается использовать тот же подход, что и для определения относительной массы ГСУ, учитывающий влияние коэффициента кэд.
Рассмотрим статистику зависимости относительных масс топлива и АБ от дальности полёта самолётов (рис. 2).
гщ 0.40
0,35
0,30
0,25
0,20
0,15
0,10
0,05
EledjaOije
(k^l, самолеты с ЭД)
Aettus, ' E-FAN '
Зона относительной массы топлива и аккумуляторной батареи (та6 |Т) для самолета с ГСУ 0 < кЭЛ<1
Pipistrel Velis
Cri-Cri I Electro/
I , I/
Птенец-2 CH-601 XL СН-701 * .. - "
\ (I fl самоле!
самолеты с ПД)
Аэропрлсг-20-2 Pipistrel Virus
X 1 / ' li t .:
дэропрлкт-лм
200 400
600 800 1000 1200 1400 1600 Lp KM
Рис. 2. Статистические данные зависимости относительных масс топлива и аккумуляторных батарей самолёта от дальности полёта самолёта
Из анализа статистических данных лёгких самолётов видно, что значения относительной массы топлива (для самолётов с ПД) и аккумуляторных батарей (для самолётов с ЭД) от дальности полёта зависят по-разному, а именно:
таб = 0,00т - средняя линия для самолётов с ЭД;
(13)
тт = 0,00581?р44 - средняя линия для самолётов с ПД.
(14)
Средняя линия относительной массы АБ с увеличением дальности полёта резко увеличивается. Это свидетельствует об ограниченных возможностях в технологии изготовления современных АБ, связанных с их низкой энергоёмкостью, что не позволяет в настоящее время реализовать существование электросамолётов с большими дальностями и продолжительностями полёта.
Очевидно, суммарная относительная масса топлива и аккумуляторных батарей (тт+аб = тт + таб) для самолёта с ГСУ будет располагаться между этими линиями
тренда, а местоположение линии тренда будет определяться степенью гибридизации кэд. Если принять, что положение точек данной зависимости для ГСУ распределяется
пропорционально степени её гибридизации к , то с учётом уравнения (6) получим:
Vestnik of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering
V. 23, no. 2, 2024
m
т+аб
=k m + k m6 = ( 1 -k ) m + k
пд т эд аб \ эд / т :
эд ma6 .
(15)
Тогда из уравнения (15) с учётом уравнений (13) и (14) можно получить следующее уравнение:
mT+аб =(1 -kэд)0,0058L0p44 + kэд 0,0011 Lp .
(16)
Уравнение (16) позволяет определить в первом приближении суммарную относительную массу топлива и аккумуляторных батарей (соответственно, запаса химической и электрической энергии) на борту самолёта в зависимости от коэффициента кэд и
дальности полёта Ьр.
Следует отметить, что уравнение (15) получено из статистических зависимостей и может использоваться применительно к проектированию самолётов с ГСУ для достигнутого к настоящему времени уровня технологии изготовления АБ и ПД.
Относительную массу конструкции самолёта с ГСУ можно определить путём анализа и осреднения статистических данных лёгких самолётов с поршневыми и электрическими двигателями (табл. 2). Из статистических данных лёгких самолётов видно, что средние значения относительной массы конструкции составляют (рис. 3):
m =
к эд
0,44 - для самолётов с электрическим двигателем (кэд = 1); тк пд = 0,42 - для самолётов с поршневым двигателем (кэд = 0) .
тК
0.55
0.50
: 0,44 ШКПД = 0,42 0,40
0,35
0,30
0,25
О
• Aerbus Pipistrel Е430 E-FAN VeliS
• СН 601 XL
Среднее значение » Pipistrel Virus
Аэропракт-20-1 Птенец-2 Х-32 Бекас
Cri_Cij Аэропракт-20-2 « СН-701 Electro
„ зона относительной массы / Electraune /
* конструкции
100
200
300
400
500
600
700
500 м0_ КГ
Рис. 3. Статистические данные зависимости относительной массы конструкции самолётов
от взлётной массы самолёта
Если принять, что зависимость относительной массы конструкции тк от степени её гибридизации кэд линейна, то с учётом средних значений статистических данных получим следующее уравнение прямой:
mK = 0,42 + 0,02 k„,
(17)
Аналогичным образом можно определить относительную массу систем и оборудования самолёта с ГСУ - путём анализа и осреднения статистических данных лёгких самолётов с поршневыми и электрическими двигателями (рис. 4).
Aviation and Rocket-Space Engineering
тп
т„
тоу 0,08
0.07
0,06
0,05 , = 0,04
0,03 (=0,02
0.01
• CH-701 0-2
Аэропракт-2
Аэропрает-20-1 X-32 Бекас
^ Среднее значение Зона относительной массь систем и оборудования Среднее значение ф Electra One Cfl-Cn Pipistrel Virus -----------• SH-WI-Xl Pipistrel Velis • • • E43Q Aert>us
Electro Птенец-2
О 100 200 300 400 500 600 700 800 т„ кг
Рис. 4. Статистические данные зависимости относительной массы систем и оборудования самолётов от взлётной массы самолёта
Если принять, что зависимость относительной массы оборудования и управления тоу от степени её гибридизации кэд линейная, то с учётом средних значений статистических данных получим следующее уравнение прямой:
тоу = 0,04-0,02 кэд (18)
Предложенная методика позволяет в первом приближении оценить взлётную массу лёгкого самолёта с учётом степени гибридизации силовой установки.
В табл. 3, и на рис. 5, 6 представлены результаты исследования влияния степени гибридизации силовой установки кэд и расчётной дальности полёта самолёта Ьр на его взлётную массу в первом приближении.
Таблица 3. Результаты расчёта взлётной массы самолёта (т01, кг)
Дальность полёта ( Lp, км) Степень гибридизации силовой установки (&эд)
ПД ГСУ ЭД
0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1
5 376 372 369 365 357 352 346 340 335 329 325
10 379 376 372 370 361 355 349 343 338 333 328
100 406 410 412 412 413 413 413 412 412 411 411
200 423 438 453 460 480 494 508 523 539 556 573
300 436 465 497 513 567 608 656 708 773 851 947
400 448 494 548 578 690 784 914 1096 1368 1818 2712
500 458 523 606 656 874 1111 1524 2424 5926 - -
600 469 556 678 762 1185 1860 4444 - - - -
700 479 590 769 899 1839 6667 - - - - -
800 488 630 884 1096 4103 - - - - - -
900 497 672 1039 1404 - - - - - - -
1000 505 721 1250 1951 - - - - - - -
Примечание: - облик самолёта формируется (ЛА существует) - облик самолёта не формируется (ЛА не существует)
Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение Т. 23, № 2, 2024 г. Vestnik of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering_V. 23, no. 2, 2024
Из результатов расчёта можно сделать следующие выводы:
1. С увеличением дальности полёта Lp и коэффициента km резко увеличивается
взлётная масса самолёта, что объясняется существенным увеличением массы аккумуляторных батарей при увеличении доли электроэнергии по сравнению с химической энергией топлива.
2. Достигнутый уровень энергоэффективности современных АБ при расчётной дальности полёта самолёта более 450 км не позволяет реализовать двухместный ( тцн+сн =160 кг ) полностью электрический самолёт.
3. С точки зрения массы для двухместного варианта и дальности полёта до 100 км выгодно проектировать самолёт с электрической или гибридной силовой установкой. При этом в зависимости от дальности полёта (Lp = 5.. .100 км) выигрыш в массе может
составить до 45 кг. Во всех других случаях (Lp > 100 км) целесообразно строить самолёт с поршневым двигателем.
4. При разработке следует учитывать экономическую эффективность, так как стоимость эксплуатации электрического самолёта значительно ниже стоимости эксплуатации самолёта с поршневым двигателем. Очевидно, по стоимости эксплуатации самым дорогим будет самолёт с гибридной силовой установкой, требующий экономических затрат для эксплуатации двух разнотипных двигателей.
Л10г | 1 m,.„^.,=160 Kl /По, КГ
280 | 7000 160 нг
J 1 1 Область
260 1 I 6500 ограничения
1 1 по уравнению существования
240 1 1 6000
I 1 5500 самолета
220
ч 100 / 1 5000
200 !
7 к, = 1,0
180 1 / 4500 Самолет с
1 / 4000 1. 0,8 /
160
1 / \500 км
140 3500 0.6
3000
120 \400 км
1 2S00 _
100 7 / Область
/ / cviuecmeoea
800 / 2000 нип
/ 100 км 1500 самолета с
600 ГСУ
400 """" 1000
\10 км 500 —""N. од
200 Самолет с ч. Ад = 0
пд
0 ОД ОД 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 к,„ 0 100 300 300 400 500 600 700 800 £„ии
Рис. 5. Зависимость взлётной массы Рис. 6. Зависимость взлётной массы
первого приближения самолёта с ГСУ первого приближения самолёта с ГСУ от степени
от степени гибридизации силовой установки гибридизации силовой установки и дальности
и дальности полёта полёта с указанием области ограничения
по уравнению существования самолёта
Aviation and Rocket-Space Engineering
Таким образом, разработанная методика позволяет в первом приближении оценить взлётную массу самолёта с гибридной силовой установкой. В дальнейшем при проектировании самолёта эти данные возможно использовать для расчёта его взлётной массы во втором приближении. В расчётах второго приближения нужно учитывать значение аэродинамического качества, которое по статистике для рассматриваемых в данной статье самолётов имеет значение от 12 до 17 единиц.
Библиографический список
1. Болховитинов В.Ф. Пути развития летательных аппаратов. М.: Оборонгиз, 1962. 131 с.
2. Isyanov A., Mirzoyan A., Ryabov P., Ezrokhi Yu., Kalensky S. Studies of distributed and hybrid propulsion systems for advanced air vehicles using mission and environmental criteria // 14th ONERA-TsAGI Seminar (October, 29-30, 2015, Onera Chatillon (Salle Contensou), France). France: ONERA, 2015. P. 10-12.
3. Рябов П.А., Каленский C.M. Концепции перспективных гибридных маршевых двигателей летательных аппаратов на газовых и криогенных топливах // Вестник Московского авиационного института. 2015. Т. 22, № 1. С. 87-99.
4. Сычёв А.В., Коломин И.В., Зинник Д.С. Испытательный стенд для гибридной силовой установки с поршневым двигателем и электрическим мотор-генератором // Тезисы 22-ой Международной конференции «Авиация и космонавтика» (20-24 ноября 2023, Москва). М.: Издательство «Перо», 2023. С. 105-106.
5. Сычёв А.В., Равикович Ю.А., Борисов Д.А. Стендовые испытания электрической винтомоторной группы как первый этап в создании гибридной силовой установки // Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2023. Т. 22, № 3. С. 99-107. DOI: 10.18287/2541-7533-2023-22-3-99107
6. Варюхин А.Н., Захарченко В.С., Рахманкулов Д.Я., Сунцов П.С., Овдиенко М.А., Гелиев А.В., Киселев И.О., Власов А.В. Традиционные, гибридные и электрические силовые установки самолётов местных воздушных линий // Авиационные двигатели. 2022. № 1 (14). С. 19-32. DOI: 10.54349/26586061_2022_1_19
7. Сычёв А.В., Балясный К.В., Борисов Д.А. Гибридная силовая установка с использованием электрического двигателя и двигателя внутреннего сгорания с общим приводом на воздушный винт // Вестник Московского авиационного института. 2022. Т. 29, № 4. С. 172-185. DOI: 10.34759/vst-2022-4-172-185
8. Авиационные правила. Часть 23. Нормы лётной годности гражданских лёгких самолётов. М.: Авиаиздат, 2014. 194 с.
9. Ravikovich Yu., Ponyaev L., Kuprikov M. Innovation design analysis of the optimal aerodynamic adaptive smart structures for disk-body solar Hybrid Electric aircraft and airship concepts // IOP Conference Series Materials Science and Engineering. 2021. V. 1024. DOI: 10.1088/1757-899X/1024/1/012078
10. Сычёв А.В., Балясный К.В., Равикович Ю.А. Синхронизация работы поршневого и электрического двигателя в авиационной гибридной силовой установке параллельной схемы // Вестник Уфимского государственного авиационного технического университета. 2023. Т. 27, № 3 (101). С. 99-107. DOI: 10.54708/19926502_2023_27310199
11. Самолёт Аэропракт-20 (А-20). http://www.airwar.ru/enc/la/a20.html
12. Характеристики самолёта СП30. https://taganrog-avia.ru/aircraft/Spektr/sp-aero_ru/ sved.htm
13. Самолёт Бекас X-32. https://www.skykrasnodar.com/bekas
14. Самолёт Virus. http://www.airwar.ru/enc/la/virus.html
Vestnik of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering
V. 23, no. 2, 2024
15. Самолёт Zodiak CH-601 XL. http://www.airwar.ru/enc/la/ch601.html
16. Лёгкий многоцелевой самолёт STOL CH-701. http://www.airwar.ru/enc/la/ch701.html
17. Самолёт Птенец-2. https://vzletim.ru/aviapark/h2.php
18. Pipistrel. Velis electro. https://www.pipistrel-aircraft.com/products/velis-electro/
19. Airbas. Hybrid and electric flight. https://www.airbus.com/en/innovation/low-carbon-aviation/hybrid-and-electric-flight
METHOD OF FIRST-APPROXIMATION CALCULATION OF TAKE-OFF WEIGHT OF A LIGHT AIRCRAFT WITH A HYBRID PROPULSION SYSTEM
© 2024
Leading Engineer of MAI Advanced Engineering School; Moscow Aviation Institute (National Research University), Moscow, Russian Federation; saavia@mail.ru
Candidate of Science (Engineering), Senior Researcher, Associate Professor; Moscow Aviation Institute (National Research University), Moscow, Russian Federation; i arbusov@mail.ru
Doctor of Science (Engineering), Professor, Vice-Rector for Research; Moscow Aviation Institute (National Research University), Moscow, Russian Federation; yurav@mai.ru
The article discusses a method for calculating, as a first approximation, the take-off weight of a light aircraft with a hybrid power plant based on piston and electric engines. A brief overview of organizations dealing with hybrid power plants is given. The influence of the degree of hybridization of the power plant on the take-off weight of the aircraft is shown. The degree of hybridization of a power plant is understood as a relative value characterizing the distribution of the total power of all engines installed on the aircraft between piston and electric engines. The main parameters necessary to determine the take-off weight of an aircraft to a first approximation are presented. The take-off weight of the aircraft is determined to a first approximation from the equation of its existence. Statistical data of aircraft with different types of power plants are provided on the basis of which calculations are carried out. As a first approximation, the relative mass of the hybrid power plant is determined by analyzing the statistical data of light aircraft with piston and electric engines, from which the corresponding graphs are constructed. After the calculations, conclusions were drawn about the optimal range of characteristics of a light aircraft with a hybrid power plant.
Hybrid power plant; light aircraft; piston engine; electric motor
Citation: Sychev A.V., Arbuzov I.V., Ravikovich Yu.A. Method of first-approximation calculation of take-off weight of a light aircraft with a hybrid propulsion system. Vestnik of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering. 2024. V. 23, no. 2. P. 62-73. DOI: 10.18287/2541-7533-2024-23-2-62-73
References
1. Bolkhovitinov V.F. Puti razvitiya letatel'nykh apparatov [Ways of development of aircraft]. Moscow: Oborongiz Publ., 1962. 131 p.
2. Isyanov A., Mirzoyan A., Ryabov P., Ezrokhi Yu., Kalensky S. Studies of distributed and hybrid propulsion systems for advanced air vehicles using mission and environmental criteria. 14th ONERA - TsAGI Seminar (October, 29-30, 2015, Onera Chatillon (Salle Contensou), France). France: ONERA, 2015. P. 10-12.
A. V. Sychev
I. V. Arbuzov
Yu. A. Ravikovich
Aviation and Rocket-Space Engineering
3. Ryabov P.A., Kalenskii S.M. Concepts of perspective hybrid mid-flight engines on gas and cryogenic fuels for aircraft. Aerospace MAI Journal. 2015. V. 22, no. 1. P. 87-99. (In Russ.)
4. Sychev A.V., Kolomin I.V., Zinnik D.S. Ispytatel'nyy stend dlya gibridnoy silovoy ustanovki s porshnevym dvigatelem i elektricheskim motor-generatorom. Tezisy 22-oy Mezhdunarodnoy konferentsii «Aviatsiya i Kosmonavtika» (November, 20-24, 2023, Moscow). Moscow: Pero Publ., 2023. P. 105-106. (In Russ.)
5. Sychev A.V., Ravikovich Yu.A., Borisov D.A. Bench tests of an electric engine-propeller group, as the first stage in the creation of a hybrid power plant. Vestnik of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering. 2023. V. 22, no. 3. P. 99-107. (In Russ.). DOI: 10.18287/2541-7533-2023-22-3-99-107
6. Varyukhin A.N., Zakharchenko V.S., Rakhmankulov D.Ya., Suntsov P.S., Ovdienko M.A., Geliev A.V., Kiselev I.O., Vlasov A.V. Traditional, hybrid and electric propulsion systems of commuter aircrafts. Aviation Engines. 2022. No. 1 (14). P. 19-32. (In Russ.). DOI: 10.54349/26586061_2022_1_19
7. Sychev A.V., Balyasnyi K.V., Borisov D.A. Hybrid power plant employing electric motor and an internal combustion engine with a common drive to the propeller. Aerospace MAI Journal. 2022. V. 29, no. 4. P. 172-185. (In Russ.). DOI: 10.34759/vst-2022-4-172-185
8. Aviation regulations. Part 23. Airworthiness standards for civil light aircraft. Moscow: Aviaizdat Publ., 2014. 194 p. (In Russ.)
9. Ravikovich Yu., Ponyaev L., Kuprikov M. Innovation design analysis of the optimal aerodynamic adaptive smart structures for disk-body solar Hybrid Electric aircraft and airship concepts. IOP Conference Series Materials Science and Engineering. 2021. V. 1024. DOI: 10.1088/1757-899X/1024/1/012078
10. Sychev A.V., Ravikovich Yu.A., Balyasny K.V. Synchronization of the operation of a piston and electric engine in an aircraft hybrid power plant of a parallel circuit. Vestnik UGATU. 2023. V. 27, no. 3 (101). P. 99-107. (In Russ.). DOI: 10.54708/19926502_2023_27310199
11. Samolet Aeroprakt-20 (A-20) [A-20 aircraft]. Available at: http://www.airwar.ru/enc/la/a20.html
12. Kharakteristiki samoleta SP30 [Characteristics of the SP30 aircraft]. Available at: https://taganrog-avia.ru/aircraft/Spektr/sp-aero_ru/sved.htm
13. Samolet Bekas X-32 [Bekas X-32 aircraft]. Available at: https://www.skykrasnodar.com/bekas
14. Samolet Virus [Virus aircraft]. Available at: http://www.airwar.ru/enc/la/virus.html
15. Samolet Zodiak CH-601 [ZodiakCH-601 XL aircraft]. Available at: http://www.airwar.ru/enc/la/ch601.html
16. Legkiy mnogotselevoy samolet STOL CH-701 [STOL CH-701 light multi-purpose aircraft]. Available at: http://www.airwar.ru/enc/la/ch701.html
17. Samolet «Ptenets-2» [Ptenets-2 aircraft]. Available at: https://vzletim.ru/aviapark/h2.php
18. Pipistrel. Velis electro. Available at: https://www.pipistrel-aircraft.com/products/velis-electro/
19. Airbas. Hybrid and electric flight. Available at: https://www.airbus.com/en/innovation/low-carbon-aviation/hybrid-and-electric-flight
