Способ распределения и управления энергией винтокрылого летательного аппарата с гибридной системой привода винта

Изобретение относится к способу распределения и управления энергией винтокрылого летательного аппарата с гибридной системой привода винта. Способ заключается в том, что на этапе взлета на несущий винт подается суммарная мощность от основного двигателя (двигателей) и электрического стартер-генератора, приводимого во вращение от бортового аккумулятора с условием отключения основных энергоемких потребителей электроэнергии. После завершения взлета и перехода на крейсерский режим производится переключение стартер-генератора на режим генерирования электроэнергии для подзарядки аккумулятора. На этапе снижения переключают стартер-генератор для рекуперации энергии и подзарядки аккумулятора. После посадки производят переключение стартер-генератора для сопротивления вращению несущего винта и его торможения. Обеспечивается повышение эффективности запасов мощности двигательных установок на различных режимах полета винтокрылых летательных аппаратов. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области винтокрылых летательных аппаратов с использованием гибридной системы привода винта, в частности к способу распределения и управления энергией винтокрылого летательного аппарата/вертолета с использованием гибридной системы привода винта.

Известно использование гибридной системы привода винта в одновинтовом или многовинтовом винтокрылом летательном аппарате/вертолете, который содержит фюзеляж, систему несущего винта с возможностью управления общим и циклическим шагом, основной поршневой или газотурбинный двигатель/двигатели, и гибридную систему привода несущих винтов. При этом известная гибридная система привода винтов включает:

- трансмиссию, состоящую из главного редуктора, промежуточного и хвостового редукторов (в случае одновинтового вертолета), главного редуктора (в случае соосного вертолета) или нескольких редукторов (в случае многовинтового вертолета). Далее в тексте будет использоваться термин «главный редуктор» как наиболее общий случай;

- электрический двигатель, который установлен на главном редукторе и обеспечивает винтокрылого летательного аппарата/вертолета выдачу в систему привода винта дополнительной мощности как электрический двигатель с приводом от бортового аккумулятора/аккумуляторов;

- электроприводной вентилятор/вентиляторы системы охлаждения силовой установки, установленного отдельно от главного редуктора;

- электроприводную систему кондиционирования воздуха (СКВ), которая может работать как на обогрев кабины/кабин (в холодных условиях), так и на подачу охлаждающего воздуха (в жарких условиях);

- электроприводную противообледенительную система (ПОС) двигателей и несущего винта;

- интеллектуальную систему управления потоками электроэнергии.

Эффективность и экономичность использования гибридных силовых установок очевидна. Использование гибридной силовой установки позволяет сократить потребление топлива, уменьшить выбросы вредных веществ в атмосферу, а также получить иные преимущества по сравнению с обычными летательными аппаратами аналогичного класса. Использование в гибридной версии в совокупности с обычной силовой установкой генератора и электромоторов совместно с поршневым, турбовальным или иным основным двигателем позволяет существенно уменьшить общую массу вертолетов за счет отказа от части трансмиссии и оптимизации остающейся части.

Несмотря на указанные преимущества использования гибридной системы привода винта, актуальной продолжает оставаться задача оптимизации мощности гибридной силовой установки, веса пустого вертолета и его полезной нагрузки, поскольку установка дополнительного электродвигателя в составе гибридной системы привода винта приводит к увеличению веса конструкции пустого вертолета и потери рабочей мощности, из-за необходимости установки тяжелых аккумулятора, генератора, электродвигателя, и других элементов электрооборудования, необходимости дополнительных затрат мощности на привод генератора, и т.п.

Данную проблему производители решают разными способами.

Например, устанавливают генератор на редукторе, но без функции стартера, чтобы от вращающихся элементов редуктора такой генератор получал мощность и преобразовывал ее в электрическую энергию, которая потом распределяется в электрической сети вертолета потребителям. Недостатком такого решения является то, что в этом случае система привода винта приводится только от основного поршневого/газотурбинного двигателя/двигателей, а генератор служит только для целей электроснабжения агрегатов. При этом, электрогенератор является достаточно тяжелым агрегатом и его установка ведет к увеличению веса пустого аппарата и уменьшению веса полезной нагрузки. Кроме того, большой объем электрической энергии в полете требуется не во всех полетных условиях. Например, наиболее значимым потребителем электроэнергии на борту вертолета является противообледенительная система (ПОС) винта, работа которой требуется при полетах в условиях обледенения, которые составляют лишь несколько процентов от общего объема полетов вертолетов. Соответственно, при перелете вертолета в другие условия (например, в районы с теплым климатом), такое большое количество электроэнергии на борту не нужно и мощный электрогенератор становится лишним грузом.

Это же относится к имеющемуся на борту аккумулятору, который служит для запуска основного двигателя/двигателей на земле, и всю остальную часть полета является излишним грузом и его энергия не используется для полета.

Известно также решение, согласно которому предлагается устанавливать электрический двигатель на редуктор, который приводится от аккумулятора и обеспечивает вращение винта в дополнение к основному двигателю/двигателям, или даже вместо них. Недостатком такого способа является необходимость наличия генератора большой мощности (и большого веса), а также аккумулятора большой емкости, что при существующем уровне развития аккумуляторов возможно только при очень большом весе аккумулятора. Соответственно, реализация такого решения ведет к существенному увеличению веса пустого вертолета и уменьшению веса полезной нагрузки.

В патенте RU2556055С2 (дата публикации 10.07.2015, B64C 27/14, B64D 31/00), описывающем способ помощи пилоту однодвигательного вертолета на режиме авторотации, оговаривается, что электродвигатель может работать как в двигательном режиме, так и в генераторном режиме, т.е. преобразовывать механическую мощность в электрическую. Однако, известное решение распространяется на однодвигательные вертолеты, для которых предназначение дополнительного электрического привода- выдать в систему привода винта дополнительную энергию в случае отказа основного двигателя, смягчить последствия такого отказа и обеспечить безопасную посадку на авторотации. В этом случае, не предполагается использование дополнительного электрического привода как дополнительного привода при нормальной работе основного двигателя (в случае однодвигательного винтокрылого летательного аппарата/вертолета), или нескольких основных двигателей (в случае многодвигательных летательных аппаратов). Также, применительно к упомянутому патенту, при нормальной работе основного двигателя однодвигательного вертолета подзарядка аккумулятора от электродвигателя, переведенного в генераторный режим, возможна, но нецелесообразна, т.к. при нормальной работе силовой установки энергия аккумулятора не расходуется, и в его подзарядке нет необходимости.

Настоящее изобретение направлено на решение задачи, состоящей в оптимальном управлении запасами мощности/энергии на разных режимах полета для различных видов винтокрылых летательных аппаратов/вертолетов с однодвигательными и многодвигательными силовыми установками.

В основу решения положено кратковременное использование уже существующих и установленных на вертолете агрегатов - аккумулятора и стартер-генератора в режиме двигателя для выполнения взлета, с последующим длительным возвратом этой энергии в аккумулятор (при работе страртер-генератора в режиме генератора) на других этапах полета, где повышенная мощность не требуется.

Технический результат заключается в повышении эффективности управления потоками мощности/энергии на различных этапах полета по заданным алгоритмам от аккумулятора к стартер-генератору и от стартер-генератора в аккумулятор, от стартер-генератора потребителям.

Суть предлагаемого решения заключается в том, что на этапе взлета, когда мощности основного двигателя/двигателей недостаточно, кратковременно используется в качестве дополнительного двигателя имеющийся стартер-генератор. В этом случае запас энергии уже имеющегося аккумулятора через уже имеющийся стартер-генератор, установленный на редукторе, позволяет добавлять энергии/мощности для вращения винта и выполнить взлет до заданной точки на траектории взлета. После пролета этой точки система переключает стартер-генератор из режима электродвигателя в режим генератора и в последующем полете генератор получает вращение от редуктора, а редуктор приводится во вращение от основного двигателя/двигателей, работающих не на взлетном режиме, а на пониженном (максимально продолжительном, крейсерском или ином) режиме. Далее стартер-генератор в режиме генератора осуществляет выработку электроэнергии для подзарядки аккумулятора, который выдал часть своей энергии на этапе взлета, а также для электроснабжения агрегатов вертолета СКВ, ПОС и др.

Результатом использования предложенного решения является не только оптимизация потоков мощности/энергии, но и ее кратковременное увеличение. Другим положительным результатом является то, что эта задача решена за счет предусмотренного в конструкции вертолета аккумулятора и стартера-генератора, установленного на редукторе, что исключает необходимость установки дополнительного электродвигателя в составе гибридной системы привода винта и, следовательно, вес пустого вертолета остаётся практически неизменным.

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, где:

на фиг. 1 - изображена схема гибридной системы привода винта винтокрылого летательного аппарата/вертолета (для примера- соосной схемы) с указанием основных узлов;

на фиг. 2 - в общем виде показан график изменения потребной для полета вертолета мощности от скорости полета вертолета;

на фиг. 3 – показан профиль взлета вертолета в координатах изменения высоты полета по мере увеличения скорости полета.

Одновинтовой или многовинтовой винтокрылый летательный аппарат/вертолет, содержит (фиг.1) несущий винт 1 (на фиг. 1 для примера показан соосный несущий винт), редуктор 2, муфту 3, основной поршневой или газотурбинный двигатель/двигатели 4, электрический стартер-генератор 5, интеллектуальную систему управления гибридной системы привода винта 6, бортовой аккумулятор 7, электрические потребители 8 (включая СКВ, ПОС, электроусилители системы управления, и т.п.), электрический вентилятор системы охлаждения силовой установки 9.

Интеллектуальная гибридная система привода винтов состоит из:

- трансмиссии, состоящей из главного редуктора, промежуточного и хвостового редукторов (в случае одновинтового вертолета), главного редуктора (в случае соосного вертолета) или нескольких редукторов (в случае многовинтового вертолета). Далее в тексте будет использоваться термин «главный редуктор» как наиболее общий случай;

- стартер-генератора, который установлен на главном редукторе и обеспечивает на режиме взлета винтокрылого летательного аппарата/вертолета выдачу в систему привода винта дополнительной мощности как электрический двигатель с приводом от бортового аккумулятора/аккумуляторов;

- электроприводного вентилятора/вентиляторов системы охлаждения силовой установки, установленного отдельно от главного редуктора;

- электроприводной системы кондиционирования воздуха (СКВ), которая может работать как на обогрев кабины/кабин (в холодных условиях), так и на подачу охлаждающего воздуха (в жарких условиях);

- электроприводной противообледенительной системы (ПОС) двигателей и несущего винта;

- интеллектуальной системы управления потоками энергии.

На фиг. 2 в общем виде показан график изменения потребной для полета вертолета мощности 10 от скорости полета вертолета. На этот же график нанесена линия 11 располагаемой взлетной мощности основного двигателя/двигателей.

Из графика видно, что для данного случая при скорости полета, равной нулю (что соответствует режиму висения вертолета), располагаемая взлетная мощность основного двигателя/двигателей 11 меньше потребной мощности вертолета 10, из чего следует что висение и последующий взлет вертолета с использованием только основного двигателя/двигателей невозможен.

Для обеспечения в этих условиях висения вертолета и последующего взлета необходимо наличие дополнительной мощности на борту, т.е. использование более мощного основного двигателя/двигателей, что в свою очередь ведет к существенному увеличению веса всех систем и вертолета в целом и не всегда оправдано, либо необходимо уменьшение взлетного веса вертолета. При этом потребная мощность уменьшается (см. кривую 12 на фиг.2) за счет уменьшения полезной нагрузки, что ухудшает летно-технические и коммерческие показатели вертолета.

Необходимо отметить, что при наличии определенной скорости полета (точка 13 на фиг.2) располагаемая мощность основного двигателя/двигателей становится равной потребной мощности и вертолет мог бы выполнить отрыв от земли и продолжить полет, однако это означает, что вертолет должен разогнаться до этой скорости по земле, что либо невозможно (при использовании на вертолете полозковых шасси), либо, в случае вертолета с колесным шасси не всегда возможно из-за ограничений по прочности шасси, наличия препятствий или иных ограничений на площадке взлета и т.п.

В то же время, на борту винтокрылого летательного аппарата/вертолета всегда имеется бортовой аккумулятор 7, который обладает существенным запасом электрической энергии, обычно используемой для запуска основного двигателя/двигателей. После запуска основного двигателя/двигателей обычно энергия аккумулятора не используется, а сам аккумулятор может подзаряжаться от электрогенератора, установленного на основном двигателе/двигателях 4, либо установленного на главном редукторе 2.

Новым является предложение кратковременно использовать эту энергию аккумулятора 7 путем подачи ее на несущий винт/винты 1 через электрический стартер-генератор 5, который имеет возможность подключения к главному редуктору 2 и выдачи дополнительной мощности (зона 14 на фиг.2) на несущий винт/винты 1.

Стартер-генератор 5, установленный в этом случае на главном редукторе 2 выполняет функции электродвигателя для кратковременной подачи мощности на несущий винт/винты 1 на этапе взлета, и функции генератора для обеспечения подзарядки аккумулятора на других этапах полета, когда дополнительная мощность не требуется.

С учетом этой дополнительной мощности от стартер-генератора 5 общая располагаемая мощность силовой установки становится больше потребной мощности вертолета, в связи с чем вертолет в заданных условиях может уже не только зависнуть и разогнаться до скорости 13 (фиг.2), но и выполнить маневры, требующие увеличенную мощность (включая, например, вертикальный взлет).

Аккумулятор 7 и стартер-генератор 5 обычно уже используются в конструкции винтокрылого летательного аппарата/вертолета (особенно в случаях, когда вертолет имеет на борту электросистемы с большим энергопотреблением, например, системы ПОС, СКВ и т.п.), в связи с чем их установка и использование предлагаемым способом не ведет к существенному увеличению веса конструкции.

На фиг. 3 показан профиль взлета вертолета в координатах изменения высоты полета по мере увеличения скорости полета. Из графика видно, что на этапе взлета на высоте 15 м над площадкой взлета аппарат обладает определенной скоростью (обычно эта скорость составляет 50…70 км/ч). Эта скорость больше скорости в точке 13 на фиг.2 , и соответственно для продолжения полета вертолета достаточно не только взлетной мощности основного двигателя/двигателей 11, но и максимальной продолжительной мощности (точка 15).

В соответствии с положениями Норм летной годности/Авиационных правил, высота 15 м над площадкой взлета для винтокрылого летательного аппарата/вертолета является рубежом завершения этапа взлета и перехода летательного аппарата на этап набора высоты. В соответствии с положениями Норм летной годности/Авиационных правил, этап набора высоты выполняется не на взлетном режиме работы основного двигателя/двигателей (который ограничен по времени использования не более 5 минут), а на режиме максимальной продолжительности, который не имеет ограничений по времени использования.

В связи с этим, для винтокрылого летательного аппарата/вертолета после набора высоты 15 м над площадкой взлета (пролета точки 15 на фиг.3), использование дополнительной мощности от электроприводного стартер-генератора 5 не является необходимым, уже можно отключить подачу мощности от стартер-генератора 5 на несущий винт/винты 1, и перевести его на режим подзарядки аккумулятора 7.

При этом мощность основного двигателя/двигателей может быть уменьшена от взлетного режима до максимального продолжительного режима, и винтокрылый летательный аппарат/вертолет переходит на этап набора высоты на пониженной мощности максимального продолжительного режима.

Для нормальной эксплуатации винтокрылого летательного аппарата/вертолета в соответствии с требованиями Норм летной годности/Авиационных правил, взлетный (повышенный) режим работы основного двигателя/двигателей на этапе взлета ограничивается продолжительностью не более 5 минут. При этом, на практике этап взлета винтокрылого летательного аппарата/вертолета от момента отрыва вертолета от земли до достижения точки 13 на фиг. 2 занимает не более 1-2 минуты (с учетом времени на выполнение контрольных операций и проверок систем аппарата на режиме висения после отрыва от земли). Соответственно, для предлагаемого способа использования аккумулятора и стартер-генератора не требуется длительная работа гибридной системы привода в режиме выдачи энергии на винт, и соответственно не требуется аккумулятор с чрезмерным запасом электроэнергии.

Способ используют следующим образом.

На этапе взлета гибридная система привода несущих винтов работает в следующей последовательности.

Выполняется запуск основного двигателя/двигателей, его прогрев и вывод на рабочий режим.

На первоначальном этапе запуска аккумулятор 7 подключен к системе запуска основного двигателя/двигателей 4. После вывода основного двигателя/двигателей на заданный режим, интеллектуальная система управления гибридным приводом 6 отключает аккумулятор 7 от системы запуска основного двигателя/двигателей 4 и переключает его в режим подзарядки электроэнергии от стартер-генератора 5, установленного на редукторе 2.

При увеличении температуры масла в системе трансмиссии и системе привода винта до заданных значений, интеллектуальная система привода 6 подключает электроприводной вентилятор/вентиляторы системы охлаждения 9, параметры работы которого (мощность, расход охлаждающего воздуха) управляются интеллектуальной системой для достижения оптимального режима с минимальными затратами энергии.

На первоначальном этапе запуска двигателя/двигателей электроприводные системы 8 СКВ и ПОС отключены от электросистемы.

После проверки всех систем для выполнения висения и последующего взлета, пилот увеличивает мощность силовой установки, при этом после выхода основного двигателя/двигателей на взлетный режим (точка 16 на фиг.2), интеллектуальная система управления гибридным приводом 6 кратковременно подключает стартер-генератор 5 в режим электродвигателя с выдачей мощности на несущий винт/винты 1 через редуктор 2 вертолета. При таком совместном режиме работы основного двигателя/двигателей 4 и стартер-генератора 5, общая располагаемая мощность силовой установки становится больше потребной для полета мощности (точка 17 на фиг.2) в связи с чем вертолет может выполнить взлет с разгоном скорости.

Кратковременная работа стартер-генератора 5 в режиме электродвигателя 4 на этапе взлета продолжается до достижения винтокрылым аппаратом/вертолетом заданной скорости и высоты полета 15 м в заданной точке на траектории взлета (точка 18 на фиг.2 соответствует точке 15 на фиг.3), после достижения которой, в соответствии с требованиями Норм Летной Годности, мощность силовой установки может быть уменьшена до максимально продолжительного режима (который по уровню мощности меньше взлетного режима на ~15…20%, линия 19 на фиг.2). При этом интеллектуальная система управления гибридным приводом 6 переключает стартер-генератор 5 в режим генерирования электроэнергии для подзарядки аккумулятора 7 для постепенного восполнения запаса энергии, потраченной на взлете, с приводом от основного двигателя/двигателей 4 через редуктор 2.

Весь этап взлета от отрыва вертолета от земли до достижения заданной точки 15 фиг.3 на траектории взлета является кратковременным и занимает обычно 1-2 минуты.

После завершения этапа взлета электроприводные системы СКВ и ПОС подключаются к электросистеме (при необходимости), обеспечивая комфортные условия для экипажа и пассажиров, а также защиту от обледенения.

Особенно ценным предлагаемый способ использования интеллектуальной гибридной системы привода винта является при выполнении взлета в жарких/горных условиях, когда располагаемая мощность основного двигателя/двигателей из-за увеличения высоты полета и/или увеличения температуры наружного воздуха существенно уменьшается из-за выхода на предельные ограничения основного двигателя/двигателей.

В этих условиях предлагаемый способ использования интеллектуальной гибридной системой привода винта является наиболее рациональным способом использования запасов энергии на борту винтокрылого летательного аппарата/вертолета с сохранением необходимой грузоподъемности аппарата и его летно-технических характеристик.

При необходимости, на этапах крейсерского полета, набора высоты или при выполнении маневра, летчик также может кратковременно использовать повышенную мощность силовой установки путем подачи дополнительной электрической мощности от интеллектуальной гибридной системы привода винта путем перевода стартер-генератора в режим электрического двигателя. После завершения такого кратковременного этапа полета, стартер-генератор переключается в режим генерирования электроэнергии для подзарядки аккумулятора для восполнения запаса энергии.

При переходе винтокрылого летательного аппарата/вертолета на режим снижения интеллектуальная система управления гибридной системы привода винта может переводить стартер-генератор в режим рекуперации электроэнергии, обеспечивая дополнительную подзарядку аккумулятора от стартер-генератора 5, получающего энергию через редуктор 2 от несущего винта 1 от протекающего через несущий винт потока воздуха на режиме снижения.

После завершения полета и посадки винтокрылого летательного аппарата/вертолета, на этапе останова несущего винта после выключения основного двигателя/двигателей, интеллектуальная гибридная система привода винта обеспечивает работу стартер-генератора как тормоза несущего винта путем включения его в режим генерирования электроэнергии путем отбора избыточной энергии от вращающегося несущего винта (режим рекуперации электроэнергии).

Для многодвигательных винтокрылых летательных аппаратов/вертолетов, интеллектуальная гибридная система привода винта обеспечивает кратковременную подачу дополнительной мощности на несущий винт в случае отказа одного из основных двигателей путем переключения стартер-генератора в режим электродвигателя.

Для однодвигательных винтокрылых летательных аппаратов/вертолетов, интеллектуальная гибридная система привода винта обеспечивает кратковременную подачу дополнительной мощности на несущий винт в случае отказа основного двигателя путем переключения стартер-генератора в режим электродвигателя.

В случае такого отказа основного поршневого или газотурбинного двигателя/двигателей в полете, интеллектуальная система также может по заданному алгоритму переключить стартер-генератор в режим вращения без нагрузки, тем самым обеспечивая его вращение как маховика, подключенного к редуктору и имеющего момент инерции при вращении и соответствующий запас кинетической энергии, которая используется пилотом для дополнительного увеличения энергии системы привода винта для смягчения посадки на авторотации.

Существенным преимуществом в предлагаемой интеллектуальной гибридной системе привода винта является использование электроприводного вентилятора/вентиляторов системы охлаждения силовой установки. В обычных винтокрылых летательных аппаратах/вертолетах вентилятор приводится во вращение от вала привода редуктора, в связи с чем имеет однозначную неизменную частоту вращения и, соответственно, единственно возможные параметры подачи охлаждающего воздуха и затраты мощности. В связи с тем, что винтокрылый летательный аппарат/вертолет должен эксплуатироваться в широком диапазоне температур воздуха (например, при температурах от минус 50 до плюс 50ºС), и большого диапазона высоты полета (например, от нуля до 5000м), вентилятор системы охлаждения не может работать оптимально во всех этих условиях, и обычно его параметры выбираются для обеспечения подачи достаточного охлаждающего воздуха в жарких условиях. Соответственно, в других условиях (например, в холодных условиях, или в режиме набора большой высоты полета, где температура наружного воздуха резко снижается), вентилятор будет подавать избыточный поток охлаждающего воздуха, который не является необходимым и его нужно куда-то отводить, при этом на вращение вентилятора, приводимого от редуктора, продолжает затрачиваться энергия.

В предлагаемой интеллектуальной гибридной системе привода винта вентилятор охлаждения устанавливается отдельно от редуктора, является электроприводным, в связи с чем имеется возможность изменения частоты его вращения, и как следствие, изменение подачи охлаждающего воздуха и других параметров системы охлаждения в широких пределах. Управление вентилятором в этом случае осуществляется интеллектуальной системой в зависимости от внешних условий (температура наружного воздуха, высота полета) и параметров работы силовой установки (мощность двигателей, температура в отсеках силовой установки, и т.п.), обеспечивая оптимальное управление потоками энергии.

Предлагаемый в составе интеллектуальной гибридной системе привода винта электроприводной управляемый вентилятор/вентиляторы системы охлаждения может использоваться не только для охлаждения силовой установки, но также для охлаждения электрогенераторов и иных агрегатов вертолета, имеющих потребности в охлаждении, а также в системе кондиционирования воздуха (СКВ) для обеспечения регулируемых комфортных условий в кабинах экипажа и пассажиров. Преимуществом такого решения является возможность гибкого и оптимального с точки зрения общих энергозатрат управления потоками энергии в зависимости от внешних условий полета, условий работы силовой установки и других систем, количества перевозимых пассажиров и их потребностей, и других параметров.

Гибридная система привода винта имеет интеллектуальную систему управления потоками электрической энергии на различных этапах полета по заданным алгоритмам (от аккумулятора к стартер-генератору и от стартер-генератора в аккумулятор, от стартер-генератора потребителям, и т.п.), с выдачей соответствующей информации на индикацию в кабину экипажа и в системы вертолета, обеспечивая существенное снижение рабочей нагрузки на экипаж в полете.

Эта же система осуществляет запись в бортовой регистратор параметров использования дополнительной мощности (количество применений, длительность применений, величина дополнительной мощности, и т.п.) стартер-генератора для привода несущего винта на этапах взлета или других этапах полета, где пилоту потребовалась дополнительная мощность, для последующего учета наработки агрегатов системы привода винта.

Таким образом, предлагается оптимальное управление запасами энергии на разных режимах полета, в том числе с возможностью кратковременного увеличения энергии за счет использования электрических элементов системы привода винта. Использование кратковременно на этапе взлета для выдачи на винт энергии уже существующих и установленных на вертолете агрегатов (аккумулятор и стартер-генератор) означает, что их использование не приводит к необходимости установки дополнительных агрегатов, увеличению веса пустого аппарата, и соответственно уменьшению полезной нагрузки. Отличие предложения также состоит в том, что вентилятор системы охлаждения является электроприводным и его параметры работы (включая поток охлаждающего воздуха) легко меняются и подстраиваются в зависимости от потребных внешних условий.

Электроприводной управляемый вентилятор может в крейсерском полете выполнять не только функцию вентилятора системы охлаждения силовой установки, но и использоваться в качестве источника дополнительной пропульсивной тяги, обеспечивая увеличение скорости полета и/или уменьшение расхода топлива. Дополнительная пропульсивная тяга от вентилятора может быть получена за счет направления потока охлаждающего воздуха, прошедшего через радиаторы системы охлаждения, назад по направлению полета (тем самым создавая дополнительную тягу), или за счет перераспределения потока воздуха от вентилятора, с направлением части потока воздуха от вентилятора в систему охлаждения, а другой части потока воздуха- назад по потоку для создания дополнительной тяги. Перераспределение и управление потоками воздуха, равно как и управление режимами вентилятора (включая мощность, расход воздуха, и т.п.) осуществляет интеллектуальная система управления гибридным приводом винта, которая подбирает оптимальный режим работы вентилятора для системы охлаждения и дополнительной тяги в зависимости от условий полета, включая высоту полета, температуру воздуха, вес вертолета, мощность силовой установки, температуру в отсеках силовой установки.

1. Способ распределения и управления энергией винтокрылого летательного аппарата с гибридной системой привода винта, содержащего несущий винт (1), редуктор (2), муфту (3), основной по меньшей мере один двигатель (4), электрический стартер-генератор (5), интеллектуальную систему управления гибридной системы привода винта (6), бортовой аккумулятор (7), электрические потребители (8), электрический вентилятор системы охлаждения трансмиссии (9), заключается в том, что

- на этапе взлета в течение не более 5 минут на несущий винт (1) через редуктор (2) через муфту (3) подается суммарная мощность от основного по крайней мере одного двигателя (4) и электрического стартер-генератора (5), приводимого во вращение от бортового аккумулятора (7), при этом интеллектуальная система управления (6) отключает основные энергоемкие потребители электроэнергии (8),

- после завершения взлета и перехода на крейсерский режим полета интеллектуальная система (6) переключает стартер-генератор (5) на режим генерирования электроэнергии от редуктора (2), приводимого на этом этапе полета во вращение основным по меньшей мере одним двигателем (4) для подзарядки аккумулятора (7),

- на этапе снижения интеллектуальная система (6) переключает стартер-генератор (5) на режим генерирования электроэнергии от редуктора (2), обеспечивая рекуперацию энергии и подзарядку аккумулятора,

- после завершения полета и посадки, на земле, после уменьшения частоты вращения винтов до заданного уровня интеллектуальная система (6) переключает стартер-генератор (5) на режим ускоренного генерирования электроэнергии для увеличения сопротивления вращению несущего винта (1), тем самым обеспечивая замедление несущего винта (1) в режиме тормоза винта.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что основной двигатель может быть поршневой или газотурбинный.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что основными энергоемкими потребителями электроэнергии являются противообледенительная система и электроприводная система кондиционирования воздуха.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в зависимости от условий полета интеллектуальная система (6) подключает потребители электроэнергии (8), включая систему СКВ и/или ПОС.

5. Способ по п.1, отличающийся тем, что в случае отказа основного двигателя в полете интеллектуальная система (6) по заданному алгоритму переключает стартер-генератор (5) в режим электродвигателя.

6. Способ по п. 1, отличающийся тем, что интеллектуальная система управления гибридным приводом винта осуществляет управление электрическим вентилятором системы охлаждения силовой установки.

7. Способ по п. 1, отличающийся тем, что интеллектуальная система управления гибридным приводом винта осуществляет управление электрическим вентилятором и потоками воздуха для системы охлаждения силовой установки и для создания дополнительной пропульсивной тяги.