CC BY
80
Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника. 2021. № 65
DOI: 10.15593/2224-9982/2021.65.07 УДК 629.7.036
А.О. Шевелев1, В.В. Будаева1'2
ОДК-Авиадвигатель, Пермь, Россия
Пермский национальный исследовательский политехнический университет, Пермь, Россия
РАСЧЕТ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЕТА ЭЛЕКТРИЧЕСКОГО САМОЛЕТА
Большое число ведущих авиа- и двигателестроительных компаний проявляют все больший интерес к разработке проектов, позволяющих снизить негативное воздействие авиации на окружающую среду. Одним из перспективных направлений является электрификация самолета на разном уровне: от отдельных систем турбореактивного двигателя до полностью электрического самолета. С целью определения возможности использования электрических технологий рассматривается методика расчета дальности полета электрического самолета, основанная на расчете потребной мощности для вращения винта, который создает необходимую тягу для полета во время всего полетного цикла. Проведены расчеты на примере двух самолетов: полностью электрического самолета Eviation Alice и ближнемагистрального пассажирского самолета Ил-114-300. Выявлено, что методика подтверждает заявленные разработчиком дальность полета и запас резервного времени полета для самолета Eviation Alice. При расчете дальности полета самолета Ил-114-300 с аккумуляторными батареями показано, что на данном этапе развития технологий электрификации невозможно создать полностью электрическую силовую установку для пассажирского ближнемагистрального самолета, которая будет обеспечивать требуемые параметры. Для создания электрической силовой установки для пассажирского самолета требуется увеличение удельной энергоемкости более чем в 3 раза по сравнению с современными показателями.
Ключевые слова: силовая установка, пассажирский самолет, критические технологии, электрический самолет, дальность полета, батарея, аккумулятор, электрический двигатель, полетный цикл, математическая модель.
A.O. Shevelev1, V.V. Budaeva1,2
UEC-Aviadvigatel, Perm, Russian Federation
Perm National Research Polytechnic University, Perm, Russian Federation CALCULATING THE RANGE OF AN ELECTRIC AIRCRAFT
A large number of leading aircraft and engine companies are showing increasing interest in developing projects that reduce the negative impact of aviation on the environment. One of the promising areas is the electrification of aircraft at different levels: from individual engine systems to fully electric power supply of the aircraft. To determine the possibility of using electric technologies, a method for calculating the flight range of an electric aircraft has been developed, it is based on the calculation of the required power for the rotation of the propeller, which creates the necessary thrust for flight during the entire flight cycle. Calculations were carried out on the examples of two aircraft: the fully electric Eviation Alice aircraft and the short-haul passenger aircraft IL-114-300. The methodology can be considered reliable, for the Eviation Alice aircraft the flight range and reserve flight time declared by the developer were confirmed. However, at the current stage of technology development, it is impossible to create a fully electric power plant for a short-haul passenger aircraft that will provide the required parameters, like the IL-114-300 aircraft with rechargeable batteries. To create an electric power plant for a passenger aircraft, it is necessary to increase the specific energy consumption by more than 3 times compared to modern indicators.
Keywords: power unit, passenger aircraft, critical technologies, electric aircraft, range of flight, battery, accumulator, electric engine, flight cycle, mathematical model.
Введение
При постоянном ужесточении экологических требований и более чем двукратном увеличении воздушного трафика в следующие 20 лет можно предположить, что в скором будущем традиционный турбореактивный двигатель перестанет удовлетворять предъявляемым к нему требованиям. Исходя из этого, авиа- и двигателестроительные компании
проявляют интерес к проектам, исследующим снижение выбросов. Одним из таких направлений является электрификация летательных аппаратов: применение электрических стартеров-генераторов, полностью электрические или гибридно-электрические самолеты [1]. На данный момент такие технологии применяются в маломестных учебных летательных аппаратах [2]. Несмотря на большое количество
проблем, которые возникают и будут возникать по мере развития аккумуляторных технологий [3], следующим этапом электрификации должен стать более электрический или полностью электрический самолет. В статье будет рассмотрена возможность создания двигателя для полностью электрического самолета на примере методики расчета дальности полета.
Обзор литературы
Для расчета дальности полета электрического самолета необходимо знать удельную энергоемкость аккумуляторной батареи (Вт-ч/кг). Расчеты и прогнозы дальности полета основываются на предположении о развитии аккумуляторных батарей и электрических систем (рис. 1) [4]. На момент исследования (2020 г.) удельная энергоемкость АКБ находится в пределах 300 Вт-ч/кг, в большинстве случаев это значение составляет 250-260 Вт-ч/кг на реальных самолетах [5]. В открытых источниках найдена методика [6], в которой окончательная формула расчета дальности полета (1) (в данном случае времени полета) включает в себя большое количество параметров: необходимо знать характеристики аккумулятора, такие как рейтинг аккумулятора
в часах (Я) и экспонента Пекерта (п). Данные параметры можно узнать из технических характеристик АКБ, предоставляемых производителем. Формула расчета времени полета электрического самолета:
Е = t = ЯГ
ЯоГС
-Ри3 8СВ +(2W2 к / р Ш)
, (1)
где Я - рейтинг АКБ в часах; п - экспонента Пекерта; р - плотность воздуха; V - скорость полета; Ж - вес самолета; С - емкость АКБ;
- площадь крыла; С00 - нулевое сопротивление подъемной силы; Пь* - полный КПД.
Разработка методики расчета
За основу методики расчета принята формула определения емкости электрической батареи, в которой разрядка батареи принимается линейной и усредненной:
С„
t = -
(2)
где ^ - время разрядки АКБ; С - емкость Пекерта; I - сила тока.
Рис. 1. Прогноз развития удельной энергоемкости аккумуляторных батарей, электродвигателей и силовой электроники: ■ - электродвигатели/генераторы; □ - силовая электроника; - аккумуляторы
п
Если известен рейтинг АКБ в часах для батареи конкретного производителя, то расчет следует производить на основе формулы Пе-керта [7], где учитывается нелинейность разрядки батареи с помощью введения «-экспоненты Пекерта. Однако при разработке текущей методики эти показатели неизвестны, поэтому дальнейшие преобразования будут производиться на основе формулы (2).
Время разрядки АКБ можно записать как
t = -
CU ItU
P
P
(3)
где Р - мощность АКБ; и - напряжение АКБ.
Необходимо проделать искусственное преобразование - обе части выражения (3) разделим на вес АКБ Gакк:
ItU PG„
(4)
В выражении (4) можно выделить удельную энергоемкость батарей [8]:
D =
IUt Pt
G,
G„
Тогда выражение (5) запишется как
DG„,„
t D
-= —, или
G_ P
t = ■
P
(5)
(6)
По формуле (6) можно определить время полета, зная три основных параметра аккумулятора - мощность АКБ, вес АКБ и ее удельную энергоемкость.
Предполагаем, что мощность на выходном валу электродвигателя (т.е. потребная мощность для вращения винта) равна произведению мощности АКБ и электрического КПД:
N = Р^эл, (7)
где - электрический КПД, учитывающий
потери энергии при передаче в силовой проводке и электродвигателе.
В формуле (7) выражаем мощность АКБ и подставляем в формулу (6):
t =
DG ц
_акк 1эл
N
Заменив время отношением дальности полета к скорости, можно получить следующее выражение:
L =
РаккПэ
N
(8)
Используя формулу (8) и зная дальность полета (т.е. полетный цикл), можно найти вес АКБ.
Из формулы (8) для определения дальности полета необходимо знать пять параметров. Но так как процесс полета проходит с постоянным изменением параметров, то необходимо составить определенный полетный цикл, в котором будет заранее известна дальность полета. Ввиду этого из формулы (8) выражается вес АКБ, потребный для совершения полета по данному полетному циклу:
G„„ = ■
LN FD^
Процессы набора высоты и снижения принимаются как интервалы, на которых задаются скорость полета, дальность (или время) и потребная мощность на выходном валу. Вычисленный на данных участках необходимый вес АКБ (или дальность полета при крейсерском полете) суммируется. Полетные циклы и процесс вычисления неизвестных параметров представлены в табл. 1 и 2. Удельная энергоемкость и электрический КПД принимаются постоянными величинами во время всего полета. При крейсерском полете необходимо определить дальность полета при известном весе АКБ, который определяется как разность суммарного веса АКБ на борту самолета и израсходованных батарей на совершение взлета, набора, снижения и посадки.
Проверка методики на примере расчета самолета Eviation Alice
Проверка методики расчета проводится на основе электрического самолета, для которого в открытых источниках публикуются отчеты о прохождении испытаний и технические характеристики - Eviation Alice (рис. 2).
Известные характеристики электрического самолета Eviation Alice [9]:
1. Дальность полета составляет 1000 км и 45 мин резервного полета (принимаем эту дальность как дальность полета на крейсерском режиме).
t
Таблица 1
Потребные мощности самолета Eviation Alice
Потребные мощности (для трех двигателей) P, л.с. P, Вт
Мощность при взлете 1050 782 985
Мощность в начале набора высоты 800 596 560
Мощность в конце набора высоты 600 447 420
Мощность крейсерского полета 350 260 995
Мощность при снижении 50 37 285
Мощность при посадке 50 37 285
Таблица 2
Полетный цикл самолета Eviation Alice
Взлет
Н, м L, км AL, км V, км/ч P, Вт Саки КГ t, ч
0 0 0 0 782 985 0 0
457 5 5 200 596 560 143,0945 0,025
Набор высоты
Н, м L, км AL, км V, км/ч P, Вт Саки кг t, ч
457 5 0 200 596 560 0,000 0,000
791,3 15 10 225 581 646 107,256 0,044
1125,6 25 10 250 566 732 94,056 0,040
1459,9 35 10 275 551 818 83,255 0,036
1794,2 45 10 300 536 904 74,254 0,033
2128,5 55 10 325 521 990 66,639 0,031
2462,8 65 10 350 507 076 60,111 0,029
2797,1 75 10 375 492 162 54,453 0,027
3131,4 85 10 400 477 248 49,503 0,025
3465,7 95 10 425 462 334 45,135 0,024
3800 105 5 444 447 420 20,905 0,011
Сумма 655,567 0,300
Крейсерский полет
Н, м V, км/ч P, Вт Сак^ кг L, км AL, км t, ч
3800 444 260 995 0 105 0
3800 444 260 995 2742,348 1229,414 1124,414 2,532
Снижение
Н, м L, км AL, км V, км/ч P, Вт Саки кг t, ч
3800 1229,414 0 444 37 285 0,000 0,000
3465,7 1239,414 10 418,1 37 285 3,700 0,024
3131,4 1249,414 10 392,2 37 285 3,944 0,025
2797,1 1259,414 10 366,3 37 285 4,223 0,027
2462,8 1269,414 10 340,4 37 285 4,545 0,029
2128,5 1279,414 10 314,5 37 285 4,919 0,032
1794,2 1289,414 10 288,6 37 285 5,360 0,035
1459,9 1299,414 10 262,7 37 285 5,889 0,038
1125,6 1309,414 10 236,8 37 285 6,533 0,042
791,3 1319,414 10 210,9 37 285 7,335 0,047
457 1329,414 10 185 37 285 8,362 0,054
Сумма 54,810 0,354
Посадка
Н, м L, км AL, км V, км/ч P, Вт Сак^ кг t, ч
457 1329,414 0 185 37 285 0
0 1334,414 5 0 0 4,181 0,054
Дальность полета, км 1334,414 Время полета, ч 3,266
Рис. 2. Электрический самолет Eviation Alice
4000
3500
3000
^ 2500 га"
5 2000
и
Ш 1500 1000 500 0
4000
3500
3000
g 2500 га"
Ё 2000 и
Ш 1500 1000 500 0
Рис. 4. Полетный цикл с электрическим КПД 95 %
ность полета,
Рис. 3. Полетный цикл с электрическим КПД 85 %
Дальность полета, км
Рис 5. Дальность полета самолета Eviation Alice в зависимости от электрического КПД и удельной энергоемкости АКБ
2. Удельная энергоемкость АКБ равна 260 Вт-ч/кг.
3. Три электрических двигателя, мощность каждого при взлете 350 л.с., при крейсерском полете - 117 л.с.
4. Масса самолета 6000 кг.
5. Масса АКБ составляет 60 % от массы всего самолета, т.е. 3600 кг.
6. Скорость крейсерского полета 444 км/ч на высоте 3800 м.
7. Потребные мощности на каждом этапе полета для трех двигателей представлены в табл. 1.
Цель расчета - проверить правильность методики расчета при заданном примерном полетном цикле (с принятыми потребными мощностями на каждом промежутке полета), т.е. получить заявленную разработчиком для выбранного самолета дальность полета 1000 км без учета 45 мин резервного полета.
С принятым электрическим КПД от 85 до 95 % были получены полетные циклы, представленные на рис. 3 и 4.
По результатам расчета получилась дальность полета, равная 1212 км, при значении электрического КПД 85 %, при КПД, равном 95 % - 1371 км. Можно сделать вывод, что в данном диапазоне КПД возможно получить заявленную дальность полета 1000 км с запасом резервного полета 45 мин. Исходя из принятых допущений можно сделать вывод, что методика достоверна.
Следующий этап расчета - определить электрический КПД при заданной дальности 1000 км и резервном времени полета 45 мин с крейсерской скоростью. По результатам расчета выявлено, что электрический КПД составляет 92,7 %, при допущении, что потребные мощности заданы верно. Полетный цикл и вычисленная дальность полета при данном электрическом КПД представлены в табл. 3.
Следует отметить, что в проведенных расчетах дальности полета из-за приблизительно заданных значений потребных мощностей в процессе взлета, набора, снижения и посадки возможна суммарная погрешность 5-7 %.
На примере выбранного самолета построены зависимости дальности полета от значения электрического КПД при различных уровнях удельной энергоемкости. Результаты представлены на рис. 5.
По итогам расчетов можно сделать следующие выводы:
1. Методику расчета дальности полета можно считать достоверной.
2. В результатах расчетов вероятна погрешность, вызванная принятыми потребными мощностями на каждом этапе полета и принятым электрическим КПД.
3. При современном уровне развития аккумуляторных батарей возможно проектирование и эксплуатация электрических бизнес-джетов с дальностью полета до 1200 км.
4. В ближайшие 10 лет дальность полета самолетов такого класса может вырасти примерно в 2 раза [10].
Таблица 3
Полетный цикл самолета Ил-114-300
Взлет
Н, м Ь, км ДЬ, км V, км/ч Р, Вт Gакк, КГ ч
0 0 0 0 4 474 200 0 0
457 5 5 300 3 803 070 589,549 0,017
Набор высоты
Н, м Ь, км ДЬ, км V, км/ч Р, Вт Gакк, КГ ч
457 5 0 300 3 803 070 0,000 0,000
1171,3 15 10 320 3 735 957 498,926 0,031
1885,6 25 10 340 3 668 844 461,142 0,029
2599,9 35 10 360 3 601 731 427,556 0,028
3314,2 45 10 380 3 534 618 397,505 0,026
4028,5 55 10 400 3 467 505 370,460 0,025
4742,8 65 10 420 3 400 392 345,990 0,024
5457,1 75 10 440 3 333 279 323,745 0,023
6171,4 85 10 460 3 266 166 303,434 0.022
6885,7 95 10 480 3 199 053 284,816 0,021
7600 105 10 500 3 131 940 267,687 0,020
Сумма 3 681,262 0,249
Крейсерский полет
Н, м V, км/ч Р, Вт Gакк, КГ Ь, км ДЬ, км ч
7600 500 2 982 800 0 105 0 0
7600 500 2 982 800 2007,208 183,7325 78,733 0,157
Снижение
Н, м Ь, км ДЬ, км V, км/ч Р, Вт Gaкк, кг ч
7600 183,733 0 500 кг 0,000 0,000
6885,7 193,733 10 475 298 280 26,836 0,021
6171,4 203,733 10 450 298 280 28,327 0,022
5457,1 213,733 10 425 298 280 29,993 0,024
4742,8 223,733 10 400 298 280 31,868 0,025
4028,5 233,733 10 375 298 280 33,992 0,027
3314,2 243,733 10 350 298 280 36,420 0,029
2599,9 253,733 10 325 298 280 39,222 0,031
1885,6 263,733 10 300 298 280 42,490 0,033
1171,3 273,733 10 275 298 280 46,353 0,036
457 283,733 10 250 298 280 50,988 0,040
Сумма 366,487 0,288
Посадка
Н, м Ь, км ДЬ, км V, км/ч Р, Вт кг ч
457 283,733 0 250 298 280 0 0
0 288,733 5 0 0 25,494 0,01
Дальность полета, км 288,733 Время полета, ч 3,266
Проверка методики на самолете Ил-114-300
На основе разработанной и проверенной методики был проведен расчет для самолета Ил-114-300. Данный самолет так же, как и Eviation Alice, удобно рассчитывать, так как в открытых источниках описаны потребные мощности на выходном валу ТВД, в отличие от ТРД и ТРДД, для которых вместо мощностей задаются тяги.
Расчет аналогичен вышеприведенному, т.е. задается полетный цикл, потребные мощности на каждом этапе полета и рассчитывается потребный вес АКБ.
Исходные данные [11]:
1. Мощность на взлетном режиме 3000 л.с.
2. Мощность при крейсерском полете 2000 л.с.
3. Высота полета 7600 м.
4. Максимальная взлетная масса 23 500 кг.
5. Полезная нагрузка 6500 кг.
6. Максимальная масса топлива 6480 кг.
7. Масса топлива при максимальной загрузке 3300 кг.
8. Скорость крейсерского полета 500 км/ч.
9. Дальность полета с максимальным количеством пассажиров (64 человека) - 1900 км.
10. Максимальная дальность полета при минимальной загрузке (1300 кг) - 5000 км.
11. Потребные мощности для двух двигателей представлены в табл. 4.
Информации о времени резервного полета не найдено, поэтому расчет проводится по абсолютной дальности полета. Электрический КПД принят равным 90 с.
Таблица 4
Потребные мощности самолета Ил-114-300
Поскольку на данном самолете в классической комплектации устанавливаются турбо-вальные двигатели, при их замене на электрические двигатели общая масса силовых установок изменится. Вес двух ТВД без винтов равен 740 кг [12]. Для создания такой же потребной мощности вращения винта при значении удельной мощности современных электродвигателей, равной 8 кВт/кг, потребуются две электрические силовые установки с суммарным весом 550 кг [13]. Таким образом, при замене двигателей на электрические силовые установки удается освободить дополнительные 190 кг, которые можно заменить аккумуляторами. Следовательно, масса АКБ при максимальной загрузке самолета будет составлять 3490 кг, при минимальной - 6670 кг.
Первый расчет производился при максимальной загрузке самолета. Удельная энергоемкость АКБ такая же, как для Eviation Alice - 260 Вт-ч/кг. По результатам расчета выявлено, что для данного самолета характеристик аккумуляторов и удельной энергоемкости батарей не хватает даже для набора заданного эшелона.
Второй расчет производился с минимальной загрузкой и удельной энергоемкостью 260 Вт-ч/кг. Дальность полета составила 289 км, из которых расстояние крейсерского полета составило 79 км. Полетный цикл и вычисленные величины дальности и времени полета представлены в табл. 2.
Далее был проведен расчет, аналогичный Eviation Alice: построена зависимость дальности полета от значения электрического КПД и при разных значениях удельной энергоемкости АКБ (рис. 6). На данном рисунке видно, что дальность полета в 1000 км на подобных самолетах будет достигнута при удельной энергоемкости батарей 1000 Вт-ч/кг.
Таким образом, можно сделать следующие выводы:
1. Имеет смысл рассчитывать самолеты данного класса преимущественно при минимальной загрузке.
2. На современном уровне развития электротехники и электроники применять подобные технологии для самолета нецелесообразно, до сих пор не существует электродвигателей для самолетов в классе мощности 2 МВт (только разрабатываются) [14].
Потребные мощности (для двух двигателей) P, л.с. P, Вт
Мощность при взлете 6000 4 412 993
Мощность в начале набора высоты 5100 3 751 044
Мощность в конце набора высоты 4200 3 089 095
Мощность крейсерского полета 4000 2 941 995
Мощность при снижении 400 294 199,5
Мощность при посадке 400 294 199,5
Рис. 6. Дальность полета самолета Ил-114-300 в зависимости от электрического КПД и удельной энергоемкости
3. Использование самолетов подобного класса будет возможно, когда удельная энергоемкость достигнет порядка 1000 Вт-ч/кг, что произойдет примерно через 10-15 лет [15].
Выводы
Создана простая методика расчета дальности полета электрического самолета, дающая довольно точный результат. Методика проверена на примере самолета Eviation Alice. Все исходные данные взяты из открытых источников, для полной достоверности расчетов не хватало потребных мощностей на каждом этапе полета. Потребные мощности для каждого из этапов полета приняты как усредненные значения, в связи с чем возникает погрешность в пределах 5-7 %.
Данную методику стоит использовать только для примерного определения дальности полета, так как, помимо погрешности в задании потребных тяг, в данной методике не учитывается лобовое сопротивление самолета и двигателей, а также аэродинамика самолета (в формуле (1) аэродинамика учитывается).
По разработанной методике рассчитан самолет Ил-114-300, на котором ТВД заменены электродвигателями с винтами, а топливо - аккумуляторами. Выявлено, что для самолетов данного класса на данный момент использование аккумуляторов в качестве источника энергии невозможно. На данном этапе развития АКБ дальность полета Ил-114-300 может составить не больше 300 км.
Рис. 7. Прогнозируемая дальность полета Eviation Alice и Ил-114-300
На примере Eviation Alice и Ил-114-300 были рассчитаны зависимости дальности полета данных самолетов от электрического КПД при разных значениях удельной энергоемкости и построены графики. По полученным результатам можно сделать вывод, что по предполагаемому примерно через 10-15 лет уровню развития АКБ D = 1000 Вт-ч/кг (см. рис. 1) самолеты того же класса, что и Eviation Alice, смогут летать на дальность бо-
лее 5500 км, а самолеты класса Ил-114-300 -на расстояние в пределах 1050 км (рис. 7).
На графиках (см. рис. 5 и 6) видно, что при увеличении удельной энергоемкости увеличивается разность по дальности полета с изменением КПД. Другими словами, это значит, что при дальнейшем развитии АКБ все большее и большее влияние на дальность полета будет оказывать значение электрического КПД.
Библиографический список
1. Будаева В.В. Обзор разработок в сфере электрических самолетов и двигателей // Гагаринские чтения - 2020: сб. тез. докл. - М., 2020. - С. 149-150.
2. Левин А.В., Халютин С.П., Жмуров Б.В. Тенденции и перспективы развития авиационного электрооборудования // Научный вестник МГУ ГА. - 2015. - № 213. - С. 50-57.
3. Будаева В.В. Риски и проблемы использования аккумуляторных батарей в силовых установках самолетов ближней и средней дальности // Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации: материалы XXI Всерос. науч.-техн. конф., г. Пермь, 19-21 ноября 2021 г. - Пермь, 2020. - Т. 1. - С. 33-35.
4. Сенин С.В. Rolls-Royce представила планы по развитию авиации с электрическими СУ // Авиационное обозрение ЦИАМ. - 2019. - № 20. - С. 11.
5. Артёменко В.В. Мониторинг и анализ технологического развития России и мира // Центр макроэкономического анализа и краткосрочного прогнозирования. - 2020. - № 22. - С. 39.
6. Lance W. Traub. Range and endurance estimates for battery-powered aircraft // Journal of Aircraft. -2011. - Vol. 48, no 2. - P. 703-707.
7. Блохин А.В. Электротехника: учеб. пособие. - 2-е изд., испр. - Екатеринбург: Изд-во Урал. ун-та, 2014. - 184 с.
8. Афанасьева Н.А., Булат Л.П. Электротехника и электроника: учеб. пособие. - 2-е изд., перераб. и доп. / СПбГУНиПТ. - СПб., 2009. - 181 с.
9. Палкин В.А. Обзор работ в США и Европе по авиационным двигателям для самолетов гражданской авиации 2020...2040-х годов // Авиационные двигатели. - 2019. - № 3(4) - С. 63-83.
10. Гордин М.В., Палкин В.А. Концепции авиационных двигателей для перспективных пассажирских самолетов // Авиационные двигатели. - 2019. - № 3(4). - С. 7-16.
11. ИЛ-114-300: Универсальная платформа для региональных маршрутов / ПАО «Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина» // Региональная авиация России и СНГ - 2018: VIII Междунар. конф. - М., 2018. - С. 13.
12. Кучеров В.П. Основы технологии производства самолета Ил-114: учеб. пособие. - 2-е изд., доп. -Самара: Изд-во Самар. ун-та, 2018. - 332 с.
13. Буров М.Н. Электрические и гибридные авиационные двигатели. Шаг в будущее или фантастика? // Рациональное управление предприятием. - 2017. - № 3-4. - С. 72-74.
14. Варюхин А.Н., Гордин М.В., Захарченко В.С. Дорожная карта технологического развития гибридных и электрических силовых установок летательных аппаратов // Управление развитием крупномасштабных систем MLSD'2018: тр. XI Междунар. конф., г. Москва, 1-3 октября 2018 г. - М., 2018. -С. 270-280.
15. Халютин С.П., Давыдов А.О., Жмуров Б.В. Электрические и гибридные самолеты: перспективы создания // Электричество. - 2017. - № 9. - С. 4-16.
Reference
1. Budaeva V.V. Obzor razrabotok v sfere elektricheskih samoletov i dvigatelej [Overview of developments in the field of electric aircraft and engines]. Gagarinskie chteniya, 2020, pp. 149-150
2. Levin A.V., Halyutin S.P., ZHmurov B.V. Tendencii i perspektivy razvitiya aviacionnogo elektrooborudovaniya [Trends and prospects for the development of aviation electrical equipment]. Nauchnyj vestnikMGU GA, 2015, no. 213, pp. 50-57.
3. Budaeva V.V. Riski i problemy ispol'zovaniya akkumulyatornyh batarej v silovyh ustanovkah samoletov blizhnej i srednej dal'nosti [Risks and problems of using batteries in power plants of short and medium-range aircraft]. Aerokosmicheskaya tekhnika, vysokie tekhnologii i innovacii, 19-21 November 2021. 2020, vol. 1, pp. 33-35.
4. Senin S.V. Rolls-Royce predstavila plany po razvitiyu aviacii s elektricheskimi SU [Rolls-Royce unveiled the plans for the development of aviation and electric power plants]. Aviacionnoe obozrenie CIAM, 2019, no. 20, pp. 11
5. Artyomenko V.V. Monitoring i analiz tekhnologicheskogo razvitiya Rossii i mira [Monitoring and analysis of the technological development of Russia and the world]. Center for Macroeconomic Analysis and Short-Term Forecasting, 2020, no. 22, pp. 39.
6. Lance W Traub. Range and Endurance Estimates for Battery-Powered Aircraft. Journal of Aircraft, 2011, Vol. 48, no. 2, pp. 703-707.
7. Blohin A.V. Elektrotekhnika [Electrical engineering]. Ekaterinburg: Ural, 2014, 184 p.
8. Afanasieva N.A., Bulat L.P. Elektrotekhnika i elektronika [Electrical engineering and electronics]. Sankt Peterburg.: SPbGUNiPT, 2009, 181 p.
9. Palkin V.A. Obzor rabot v SSHA i Evrope po aviacionnym dvigatelyam dlya samoletov grazhdanskoj aviacii 2020...2040-h godov [Review of work in the USA and Europe on aircraft engines for civil aircraft in 2020 ... 2040s]. Aviacionnye dvigateli, 2019, no. 3(4), pp. 63-83.
10. Gordin M.V., Palkin V.A. Koncepcii aviacionnyh dvigatelej dlya perspektivnyh passazhirskih samoletov [Aircraft engine concepts for advanced passenger aircraft]. Aviacionnye dvigateli, 2019, no. 3(4), pp. 7-16.
11. IL-114-300: Universal'naya platforma dlya regional'nyh marshrutov [IL-114-300: Universal platform for regional routes]. Regional'naya aviaciyaRossii i SNG, 2018, Moskow, pp. 13.
12. Kucherov V.P. Osnovy tekhnologii proizvodstva samoleta Il-114 [Fundamentals of Il-114 aircraft production technology]. Samara: Izdatelstvovo Samarskogo universiteta, 2018, 332 p.
13. Burov M. N. Elektricheskie i gibridnye aviacionnye dvigateli. SHag v budushchee ili fantastika? [Electric and hybrid aircraft engines. Step into the future or fantasy?]. Racionalnoe Upravlenie Predpriyatiem, 2017, no. 3-4, pp. 72-74.
14. Varyuhin A.N., Gordin M.V., Zaharchenko V.S. Dorozhnaya karta tekhnologicheskogo razvitiya gibridnyh i elektricheskih silovyh ustanovok letatel'nyh apparatov [Roadmap for the technological development of hybrid and electric aircraft propulsion systems]. Trudy «Upravlenie razvitiem krupnomasshtabnyh sistem MLSD, Moskow, 2018, pp. 270-280.
15. Halyutin S.P., Davydov A.O. ZHmurov B.V. Elektricheskie i gibridnye samolety: perspektivy sozdaniya [Electric and Hybrid Aircraft: Prospects for Creation]. Elektrichestvo, 2017, no. 9, pp. 4-16.
Об авторах
Шевелев Александр Олегович (Пермь, Россия) - инженер-конструктор-расчетчик отделения перспективных разработок АО «ОДК-Авиадвигатель» (614990, г. Пермь, Комсомольский пр., д. 93, e-mail: shevelev@avid.ru).
Будаева Виктория Валерьевна (Пермь, Россия) - аспирант кафедры «Авиационные двигатели» ФГАОУ ВО ПНИПУ (614990, г. Пермь, Комсомольский пр., д. 29); инженер-конструктор-расчетчик отделения перспективных разработок АО «ОДК-Авиадвигатель» (614990, г. Пермь, Комсомольский пр., д. 93, e-mail: budaeva-vv@avid.ru).
About the authors
Aleksandr O. Shevelev (Perm, Russian Federation) - Design and Analysis Engineer of Advanced Development Department, JSC "UEC-Aviadvigatel" (93, Komsomolsky av., Perm, 614990, Russian Federation, e-mail: shevelev@avid.ru).
Victoria V. Budaeva (Perm, Russian Federation) - PhD Student of Aircraft Engines Department, Perm National Research Polytechnic University (29, Komsomolsky av., Perm, 614990, Russian Federation); Design and Analysis Engineer of Advanced Development Department, JSC "UEC-Aviadvigatel" (93, Komsomolsky av., Perm, 614990, Russian Federation, e-mail: budaeva-vv@avid.ru).
Получено 19.05.2021
