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

Геометрические:

• диаметр подъемного винта D_п.в = 2,5 м;
• несущая площадь, включая центроплан, А_нес = 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
  p_п.в. = 100 ;
• зависимость удельной нагрузки на мощность q от удельной нагрузки на ометаемую подъемным винтом площадь p_п.в (Рис. 2) (Приложение № 4);
• удельный расход топлива С_е = 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

F_п.в =0,785 • D²_п.в • p_п.в = 0785•2,5² •100 = 490,6 даН,

Тогда m^I₀ = 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 С_х = 0,051 принят из опытной поляры С_у = f (С_х) для α_кр = 5⁰
при С_у = 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

m_т = С_е^ПСУ • 10 мин / 60 мин = 17,7 кг,

где С_е^ПСУ = 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. m_т = m_ком = 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
m_ПСУ = К_ПСУ • m_дв,
где К_ПСУ – коэффициент соотношения всей массы СУ к массе двигателя. У аналога АКЛА этот коэффициент применительно к ГТД равен 2,35.
Тогда m_ПСУ = 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

m_МСУ = 2К_МСУ • m_дв

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

m_МСУ = 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 С^оп_изгот= n_оп • С_пасс • n_пасс – стоимость изготовления опытной партии (здесь n_оп - количество самолетов в опытной партии, С_пасс – условная (из статистики) стоимость пассажироместа, n_пасс – количество пассажирских мест в самолете);

С^оп_экспл= С_л.ч. • n^год_л.ч. – годовая стоимость эксплуатации одного самолета из опытной партии
(здесь С_л.ч. - стоимость летного часа, n^год_л.ч. - годовой налет в часах).
Стоимость летного часа определяется по формуле С_л.ч. = С_т.км • m_п.н. • V_кp, где С_Т.КМ = 1,25, C_топл - стоимость одного т • км.

Принимая С^место_пасс = 100 000 долл. США, n_пасс =10, m_п.н.=1,08 тонн, V_кр =250 км/час, n_годл.ч. =3000, С_топл. = 0,75 долл. США и задаваясь количеством самолетов в опытной партии п_оп = 3, 5, 7 и т.д., находим зависимости t_окуп = f(n_on) (рис. 3). Из графиков видно, что минимальное время окупаемости t_окуп ~ 1,5 года для заданной стоимости изготовления самолета С^сам_изгт = 1,0 млн. долл. США имеет место при опытной партии, начиная с n_оп > 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
t_окуп = f(n_on)

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)

Приложение № 2

Общий вид безаэродромного самолета БЭЛЛА-2

Приложение № 3

Весовая сводка

проекта безаэродромного самолета БЭЛЛА-2

*) 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:

*)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

© ОАО "ТЮМЕНЬЭКОТРАНС", 2003