ЭКИП

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
ЭКИП
Ekip.jpg
Тип Экранолёт (летающее крыло, на воздушной подушке)
Разработчик Л. Н. Щукин
Производитель Россия Саратовский авиационный завод
Статус не эксплуатируется
Годы производства 1994 год
Единиц произведено 2
Варианты Vortex Cell 2050

ЭКИП (сокр. от экология и прогресс) — советский и российский проект многофункционального безаэродромного летательного аппарата, построенного по схеме «летающее крыло», с дисковидным фюзеляжем. Безаэродромность достигается применением вместо шасси воздушной подушки. Относится к классу экранолётов. ЭКИП изобретён в СССР Л. Н. Щукиным в начале 1980-х годов.

Использование схемы «несущее крыло» позволило обеспечить полезный внутренний объём в несколько раз больший, чем у перспективных самолётов равной грузоподъёмности. Такой корпус повышает комфортность и безопасность полётов, существенно экономит топливо и снижает эксплуатационные расходы[1].

Описание[править | править код]

Высота полета колебалась от 3 м до 10 км, крейсерская скорость достигала 610 км/ч, дальность полета — до 6000 км. Кроме того, «ЭКИП» мог осуществлять полет в режиме экраноплана вблизи поверхности земли или воды.

Аппарат имеет несколько модификаций в зависимости от назначения; различные модификации «ЭКИП» имели взлетный вес от 12 до 360 тонн и могли нести груз весом от 4 до 120 тонн. Может летать на высотах от 3 до 11 000 метров со скоростью от 120 до 700 км/ч.

Безаэродромность достигалась применением вместо шасси воздушной подушки. Длина разбега аппаратов на любой поверхности — по воде, болотистой местности, песку, снегу не превышала 600 метров. При отключении всех маршевых установок аппарат способен совершить безаварийную посадку на неподготовленные грунтовые площадки или на воду даже на одном вспомогательном двигателе.

Силовая установка в зависимости от модификации включает два и более маршевых двухконтурных турбореактивных двигателя и несколько вспомогательных двухгенераторных турбовальных двигателей.

Для уменьшения аэродинамического сопротивления применяется система управления пограничным слоем: этот слой в виде совокупности последовательно расположенных поперечных вихрей всасывается внутрь корпуса, чем обеспечивается безотрывное аэродинамическое обтекание аппарата, благодаря этому машина движется в ламинарном аэродинамическом потоке с меньшим сопротивлением. Система позволяет при низком уровне энергозатрат (в 6—8 % от тяги вспомогательных двигателей) обеспечить низкое аэродинамическое сопротивление и устойчивость аппарата для угла атаки вплоть до 40° (как в крейсерском, так и во взлётно-посадочном режимах полёта).

Конструкция[править | править код]

Применена дополнительная плоскосопельная реактивная система для управления аппаратом на малых скоростях и во взлётно-посадочных режимах.

Особенностью конструкции является наличие специальной системы стабилизации и снижения лобового сопротивления, выполненной в виде вихревой системы управления течением пограничного слоя, обтекающего кормовую поверхность аппарата; необходимость системы стабилизации и снижения лобового сопротивления обусловлена тем, что корпус аппарата, выполненный в форме толстого крыла малого удлинения, с одной стороны, обладает высоким аэродинамическим качеством и способен создавать подъёмную силу в несколько раз выше, чем тонкое крыло, с другой — имеет низкую устойчивость из-за срыва потоков и образования зон турбулентности.

Перспективы

По оценке специалистов DASA, при использовании композитных материалов относительный вес корпуса к взлётному весу будет на треть ниже, чем для самолётов. Достигается это тем, что схема «летающее крыло» позволяет равномерно распределить нагрузки на весь корпус экранолёта. Применение углепластика позволит существенно снизить акустическую, тепловую и радиолокационную заметность аппарата.

Двигатель[править | править код]

Двухрежимный двигатель АЛ-34 заправляется керосином, водородом, а также — специальным экономичным водно-эмульсионным топливом.

Специальное топливо состоит из:

Общее октановое число спецсостава равно 85.

Модификации аппарата[править | править код]

Были предусмотрены как гражданские модификации ЭКИП (для пассажирских перевозок вплоть до 1200 человек, для транспортных перевозок, беспилотный аппарат патрульной службы по мониторингу катастроф), так и военные: машина десанта (в противолодочном, патрульном, десантном вариантах), боевая машина и т. д.

Гражданские
  • Беспилотный летательный аппарат: ЭКИП-АУЛА Л2-3, ЭКИП-2;
  • Для пассажирских перевозок (2 и более человек);
  • Для транспортных перевозок;
  • Аппарат патрульной службы по мониторингу катастроф и обнаружению лесных пожаров: ЭКИП-2П.
Военные

Диапазон вооружений, который может быть установлен на ЭКИП, велик ввиду большой грузоподъёмности и высокой манёвренности аппарата.

Реализация проекта[править | править код]

В 1993 году завершалось строительство 2 полноразмерных аппаратов ЭКИП с полным взлётным весом в 9 тонн, тогда же Правительство России приняло решение о финансировании проекта. Губернатор Саратовской области Д. Ф. Аяцков выступил с инициативой начать серийное производство, она была поддержана на госуровне Министерством оборонной промышленности, министерством обороны (головной заказчик) и министерством лесного хозяйства.

В 1999 году разработка аппарата ЭКИП (в Королёве) была включена отдельной строкой в бюджет страны, однако финансирование было прервано и деньги не были получены. Создатель ЭКИПа Лев Щукин переживал за судьбу проекта и, после многочисленных попыток продолжить проект на личные средства, умер от сердечного приступа в 2001 году.

При полном отсутствии интереса со стороны российского государства руководство саратовского авиационного завода, находящегося в критическом финансовом состоянии и входящего в концерн «ЭКИП», начало искать инвесторов за рубежом. В январе 2000 года директор Саратовского авиазавода Александр Ермишин провёл успешные переговоры в США, штат Мэриленд; на территории базы ВМФ США он выступил перед американскими военными и авиастроителями. Несколькими годами ранее ему и генеральному конструктору концерна было выдано предложение построить в США завод, так как предполагаемый рынок аппаратов класса ЭКИП в США оценивался в 2—3 миллиарда долларов. Стороны договорились о партнёрском сотрудничестве; условие Ермишина о финансировании параллельного производства в России американской стороной было отвергнуто.

С 2003 года работы по созданию ЭКИПа на саратовском авиазаводе были остановлены, ввиду отсутствия средств. Создан российско-американский летательный аппарат на основе ЭКИПа; его лётные испытания планировались на 2007 год в Мэриленде[источник не указан 33 дня].

Консорциум, объединяющий несколько европейских и российских исследовательских групп из университетов и промышленных предприятий, получил грант на проведение исследования течений, создаваемых крылом, подобным обтекателю ЭКИПа. Рабочее название проекта — «Вихревая ячейка-2050» (англ. Vortex Cell 2050). Исследования идут в рамках европейской целевой программы финансирования FP6.[источник не указан 33 дня]

Лётно-технические характеристики некоторых проектов ЛА ЭКИП[править | править код]

Наименование характеристики модификации
Л2-3 ЛЗ-1 ЛЗ-2 БПЛА
ЭКИП-АУЛА
Л2-3
БПЛА
ЭКИП-2
ЭКИП-2П
(2-местный) на
базе ЭКИП-2
Полный взлётный вес (тонн) 12 45 360 0,280—0,350 0,820 / 0,850 1,00
Грузоподъёмность (тонн/пасс.) 4,0/40 16/160 120/1200
Полезная нагрузка (кг) 70 2х местный
Скорость полёта (км/ч) 610 180, 300 макс. 250, 300 макс. 250, 300 макс.
Взлётная скорость (км/ч) 108 118 100
Посадочная скорость (км/ч) 95
Высота полёта (м) 11500 3000 20 / 5500 20 / 5000
Время полёта (час.) 2 4 3
Дальность полёта (км) 2500 4000 6000
Топливо (кг) 2700 14000 127200 105
Длина (м) 11,33 22 62 2,03 3,243 3,6
Размах несущего корпуса (м) 18,64 36,2 102 3,66 5,848 6,482
Высота (м) 3,73 7,25 20,4 0,71 1,282 1,423
Двигатели АЛ-34
2×PW 300
2×Д436
2×АЛ-34
6×Д18Т
8×АЛ-34
1 (МД-120)
Тяга (тонн) 2×2.35 2×9.0 6×25 1×0,120
Тяговооружённость 0,39 0,41 0,42
Тяга управляющих
двигателей (макс., кг)
10
Расход топлива в крейсерском
режиме полёта, (г/пасс-км)
15
Площадь воздушной подушки (м²) 45,6 170 1368 1,71
Нагрузка на крыло (кг/м²) <125
Удельное давление на грунт (кг/м²) <265 205 187 182
Длина разбега (м) до 450 до 475 до 600 до 160 грунт — 180; вода — 230
Длина посадочной дистанции (м) грунт — 180; вода — 120 грунт — 100; вода — 120
Взлётно-посадочная полоса грунт, вода

См. также[править | править код]

Примечания[править | править код]

Ссылки[править | править код]