УДК 621.431; 621.313.13
МЕТОД РАСЧЁТА В ПЕРВОМ ПРИБЛИЖЕНИИ ВЗЛЁТНОЙ МАССЫ
ЛЁГКОГО САМОЛЁТА С ГИБРИДНОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ
А.В. Сычѐв, И.В. Арбузов, Ю.А. Равикович
Московский авиационный институт (национальный исследовательский
университет), МАИ, Москва, Россия
Аннотация: В статье рассматривается метод расчета в первом приближении взлетной массы легкого
самолета с гибридной силовой установкой на базе поршневого и электрического двигателей.
Показано влияние степени гибридизации силовой установки на взлетную массу самолета.
Приводятся статистические данные самолѐтов с разными типами силовых установок на основе
которых проводятся расчѐты.
Ключевые слова: гибридная силовая установка, лёгкий самолёт, поршневой двигатель,
электрический двигатель.

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 [1-4].
В России разработками ГСУ занимаются ОДК, ОАК, ЦИАМ, ЦАГИ, МАИ и
ряд других государственных и частных организаций [1-5]. За рубежом подобную
работу ведут NASA, Rolls-Royce, Airbus, Штудгартский университет и другие [1-5].
Этими организациями были созданы, как экспериментальные стендовые образцы,
так и лѐтные 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 [3, 4, 6].
Важно отметить, что разработка и создание ГСУ отдельно от самолета
является неверным решением, так как проектные параметры ГСУ напрямую зависят
от проектных параметров самого летательного аппарата. Такой подход –
приспособление ранее созданного ГСУ к вновь проектируемому 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 в виду отсутствия статистических
данных по относительным массам их частей возникает проблема в определении их
взлѐтной массы. В данной работе предложен метод расчѐта относительных масс
частей самолѐта, учитывающий степень гибридизации его силовой установки.
Следует отметить, что от величины этого параметра существенно зависит взлѐтная
масса самолѐта, 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
летательного аппарата в целом.
В данной работе под степенью гибридизации силовой установки понимается
относительная величина, характеризующая распределение суммарной мощности
всех двигателей, установленных на летательном аппарате, между поршневыми и
электрическими двигателями.
Исходные данные для расчета взлетной массы легкого самолета с ГСУ
формируются на основе требований нормативных документов: технического задания
(ТЗ), АП-23, АП-33 [7] и т.д.
В табл. 1 представлены основные параметры, необходимые для определения
взлетной массы самолета в первом приближении.
1

Таблица 1. Перечень исходных данных
№
п/п

Наименование параметра

Единица
Измерения

Обозначение

Значение

Примечание

1

Расчетная дальность полета самолета, км

км

Lр

Из ТЗ

2

Масса целевой нагрузки

кг

mцн

Из ТЗ

3

Масса снаряжения

кг

mсн

4

Доля мощности ГСУ, приходящаяся на ЭД

Из ТЗ
Оптимизируемый
параметр

kэд

0…1

Последовательность
определения
параметров
самолета
в
процессе
проектирования диктуется их взаимозависимостью. Взлетная масса самолета в первом
приближении определяется из уравнения ее существования по следующей формуле [8]:
̅

̅

̅

̅

̅

где mцн - масса целевой нагрузки (задается в ТЗ), кг;
mсн - масса снаряжения (задается в ТЗ), кг;
- относительная масса конструкции;
̅
- относительная масса оборудования и управления;
̅
- относительная масса ГСУ;
̅
̅ - относительная масса топлива;
- относительная масса аккумуляторной батареи (АБ).
̅
Здесь относительные массы частей самолета представляют долю их массы от
общей взлетной массы летательного аппарата:
̅
̅
̅
̅
̅
(2)
где

- масса конструкции;
- масса оборудования и управления;
- масса ГСУ;
- масса топлива;
- масса аккумуляторной батареи.
Масса ГСУ выражается как баланс масс ее составных частей:
mгсу = nпд (m1пд +m1пд) + nэд (m1эд +m1эд) + nвв m1вв = mпд +mпд + mэд +mэд + mвв (3)
где nпд , nэд
- соответственно, количество поршневых и электрических двигателей;
m1пд , m1эд
- соответственно, массы одного ПД и одного ЭД;
m1пд , m1эд - соответственно, массы агрегатов одного ПД и одного ЭД (редукторы,
контроллеры и пр.);
nвв
- количество воздушных винтов, установленных на самолете;
m1вв
- масса одного воздушного винта;
mпд , mэд
- соответственно, массы всех ПД и всех ЭД;
- соответственно, массы агрегатов всех ПД и всех ЭД;
mпд , mэд
mвв
- масса всех воздушных винтов и их втулок, установленных на самолете.
Относительную массу силовой установки с учетом уравнений (2) и (3) можно
представить в следующем виде:


̅
̅
̅
̅ , (4)
где

̅
̅
̅

- относительная масса части силовой установки с поршневым двигателем;
- относительная масса части силовой установки с электрическим двигателем;
- относительная масса воздушных винтов и их втулок.
2

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
суммарные мощности ЭД и ПД:
(4)
N гсу  N эд  N пд ,
где Nэд - мощность электродвигателя, Вт;
Nпд - мощность поршневого двигателя, Вт.
Разделив левые и правые части данного уравнения на Nгсу получится уравнение
баланса мощностей в относительном виде:
(5)
1  k эд  kпд
где kэд - доля мощности ГСУ, приходящаяся на электродвигатель;
kпд - доля мощности ГСУ, приходящаяся на поршневой двигатель.
Тогда коэффициенты гибридизации через мощности разнотипных двигателей
определяются следующим выражением:

k эд 

N эд
N гсу - N пд
N пд

1
 1  kпд
N гсу
N гсу
N гсу

(6)

Уравнение (2) определяет тип силовой установки проектируемого самолета:

0
при N эд  0
 самолет с ПД ;


(7)
k эд   0... 1 при 0  N эд  N гсу  самолет с ГСУ;

при N эд  N гсу
 самолет с ЭД ;
 1
В первом приближении относительную массу ГСУ можно определить путем
анализа статистических данных легких самолетов с поршневыми и электрическими
двигателями [9-19]. В табл. 2 представлены статистические данные существующих
легких самолетов.
Таблица 2. Статистические данные по легким самолетам
mo ,
m цн+cн ,
Наименование
Nсу, Вт
̅
самолета
кг
кг

̅

̅

̅

̅

L, км

Самолеты 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

Самолеты 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

3

Из статистических данных легких самолетов, видно, что средние значения
относительной массы силовых установок составляют (рис. 1):
̅ = 0,11  для самолетов с поршневым двигателем (kэд =0);
̅ = 0,03  для самолетов с электрическим двигателем (kэд =1).

Рис. 1. Статистические данные зависимости относительной массы силовой установки самолета от
мощности поршневых двигателей

Если принять, что зависимость относительной массы ГСУ ( ̅ ) от степени ее
гибридизации (kэд) линейным, то с учетом средних значений статистических данных
получим следующее уравнение прямой:
̅
(8)
где
- коэффициент учета утяжеления массы ГСУ за счет усложнения ее конструкции.
Для расчета взлетной массы в первом приближении можно принять:


 
{
(9)

Если принять среднее значение коэффициента km = 1,075, а уравнение
функциональной зависимости в виде параболы, то уравнение (8) можно записать в
следующем виде:
2
km = 0,3 kэд + 0,3 kэд + 1
(10)
После преобразования уравнение (8) с учетом уравнения (10) примет
окончательный вид:
3
2
̅
0,024 k эд  0,057 k эд  0,047 kэд + 0,11
(11)
Уравнение (11) позволяет определить в первом приближении относительную
массу гибридной силовой установки в зависимости от коэффициента kэд.
Для определения относительных масс топлива ( ̅ ) и аккумуляторных батарей
( ̅ ) 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 относительной массы ГСУ, учитывающий влияние
коэффициента kэд .
Рассмотрим статистику зависимости относительных масс топлива и АБ от
дальности полета самолетов (рис. 2).
4

Рис. 2. Статистические данные зависимости относительных масс топлива и аккумуляторных батарей
самолета от дальности полета самолета

Из статистических данных легких самолетов видно, что значения относительной
масс топлива (для самолетов с ПД) и аккумуляторных батарей (для самолетов с ЭД) от
дальности полета зависят по-разному, а именно:
̅ = 0,0011 Lp
 линия тренда для самолетов с ЭД;
(12)
0,44
̅ = 0,0058  Lp
 линия тренда для самолетов с ПД.
(13)
Линия тренда относительной массы АБ с увеличением дальности полета резко
увеличивается. Это свидетельствует об ограниченных возможностях в технологии
изготовления современных АБ, связанных с их низкой энергоемкостью, что не
позволяет в настоящее время существование электросамолетов с большими
дальностями и продолжительностями полета.
Очевидно, суммарная относительная масса топлива и аккумуляторных
батарей ( ̅
̅
̅ ) для самолета с ГСУ будет располагаться между этими
линиями тренда, а местоположение линии тренда будет определяться степенью
гибридизации (kэд). Если принять, что положение точек данной зависимости для ГСУ
распределяется пропорционально степени ее гибридизации (kэд), то с учетом уравнения
(5) получим:
̅
̅
̅
(
) ̅
̅
(14)
Тогда из уравнения (14) с учетом уравнений (12) и (13) можно получить
следующее уравнение:
̅
(
)


(15)
Уравнение (15) позволяет определить в первом приближении суммарную
относительную массу топлива и аккумуляторных батарей (соответственно, запаса
химической и электрической энергии) на борту самолета в зависимости от
коэффициента kэд и дальности полета Lp.
5

Следует отметить, что уравнение (15) получено из статистических зависимостей
и может использоваться применительно к проектированию самолетов с ГСУ для
достигнутого к настоящему времени уровня технологии изготовления АБ и ПД.
Относительную массу конструкции самолета с ГСУ можно определить путем
анализа и осреднения статистических данных легких самолетов с поршневыми и
электрическими двигателями (табл. 2).
Из статистических данных легких самолетов, видно, что средние значения
относительной массы конструкции составляют (рис. 3):
̅
= 0,44  для самолетов с электрическим двигателем (kэд =1);
̅
= 0,42  для самолетов с поршневым двигателем (kэд =0).

Рис. 3. Статистические данные зависимости относительной массы конструкции самолетов от взлетной
массы самолета

Если принять, что зависимость относительной массы конструкции ( ̅ ) от
степени ее гибридизации (kэд) линейным, то с учетом средних значений статистических
данных получим следующее уравнение прямой:
̅
(16)
Аналогичным образом можно определить относительную массу систем и
оборудования самолета с ГСУ – путем анализа и осреднения статистических данных
легких самолетов с поршневыми и электрическими двигателями (рис. 4).

Рис. 4. Статистические данные зависимости относительной массы оборудования и управления самолетов
от взлетной массы самолета

6

Если принять, что зависимость относительной массы оборудования и управления
( ̅ ) от степени ее гибридизации (kэд) линейным, то с учетом средних значений
статистических данных получим следующее уравнение прямой:
̅
(17)
Предложенная методика позволяет в первом приближении оценить взлетную
массу легкого самолета с учетом степени гибридизации силовой установки.
В табл. 3, и на рис. 5 и 6 представлены результаты исследования влияния степени
гибридизации силовой установки (kэд) и расчетной дальности полета самолета (Lр) на
его взлетную массу в первом приближении.
Таблица 3. Результаты расчет взлетной массы самолета (mо1, кг)
Дальность
полета

(Lр),

2.

3.

4.

ПД

ГСУ

ЭД

км

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
100
200
300
400
500

379
406
423
436
448
458

376
410
438
465
494
523

372
412
453
497
548
606

370
412
460
513
578
656

361
413
480
567
690
874

355
413
494
608
784
1111

349
413
508
656
914
1524

343
412
523
708
1096
2424

338
412
539
773
1368
5926

333
411
556
851
1818
-13333

328
411
573
947
2712
-3137

600
700
800
900
1000

469
479
488
497
505

556
590
630
672
721

678
769
884
1039
1250

762
899
1096
1404
1951

1185
1839
4103
-20000
-2857

1860
6667
-5161
-1798
-1088

4444
-5000
-1584
-947
-675

-12308
-1739
-936
-640
-488

-2581
-1053
-664
-485
-382

-1429
-758
-513
-389
-314

-994
-590
-420
-326
-266

Примечание:

1.

Степень гибридизации силовой установки (kэд)



облик самолета формируется (ЛА существует)



облик самолета не формируется (ЛА не существует)

Из результатов расчета можно сделать следующие выводы:
С увеличением дальности полета (Lр ) и коэффициента (kэд), резко увеличивается
взлетная масса самолета, что объясняется существенным увеличением массы
аккумуляторных батарей при увеличении доли электроэнергии по сравнению с
химической энергией топлива.
Достигнутый уровень энергоэффективности современных АБ при расчетной
дальности полета самолета более 450 км не позволяет реализовать двухместный
(mцн+сн = 160 кг), полностью электрический самолет.
С точки зрения массы для двухместного варианта до дальности полета 100 км
выгодно проектировать самолет с электрической или гибридной силовой
установкой. При этом в зависимости от дальности полета (Lр = 5…100 км) выигрыш
в массе может составить, соответственно, от 45 до 0 кг. Во всех других случаях (Lр
 100 км) целесообразно строить самолет с поршневым двигателем.
Следует отметить, о необходимости учета при разработке экономической
эффективности, так как стоимость эксплуатации электрического самолета
значительно ниже, чем – самолета с поршневым двигателем. Очевидно, по
стоимость эксплуатации самым дорогим будет самолет с гибридной силовой
установкой, требующий экономических затрат для эксплуатации двух разнотипных
двигателей.
7

Рис. 5. Зависимость взлетной массы первого приближения самолета с ГСУ от степени гибридизации
силовой установки и дальности полета оборудования и управления самолетов от взлетной массы
самолета

8

Рис. 6. Зависимость взлетной массы первого приближения самолета с ГСУ от степени гибридизации
силовой установки и дальности полета оборудования и управления самолетов от взлетной массы
самолета

9

Таким образом, разработанная методика позволяет в первом приближении
оценить взлетную массу самолета с гибридной силовой установкой. В дальнейшем при
проектировании самолета эти данные будут использоваться для расчета его взлетной
массы во втором приближении.
Список источников
1. Луковников А.В., Селиванов О.Д., Эзрохи Ю.А., Рябов П.А., Каленский С.М.
Гибридные силовые установки перспективных летательных аппаратов различного
назначения // Основные результаты научно-технической деятельности ЦИАМ (20102014 гг.) / под общ. ред. В. И. Бабкина, В. А. Скибина, М. Я. Иванова. М.: ЦИАМ, 2015.
2. Рябов П.А., Каленский С.M. Концепции перспективных гибридных маршевых
двигателей летательных аппаратов на газовых и криогенных топливах // Вестник
Московского авиационного института. 2015. Т. 22, № 1. С. 87-99.
3. Сычѐв А.В., Коломин И.В., Зинник Д.С. Испытательный стенд для гибридной
силовой установки с поршневым двигателем и электрическим мотор-генератором// 22-я
Международная кон-ференция «Авиация и космонавтика». 20-24 ноября 2023 года.
Москва. Тезисы. – М.: Издательство «Перо», 2023 – 4,3 Мб. С.105-106. [Электронное
издание].
4. Сычѐв 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; 22(3): с. 99-107.
5. 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 самолетов местных воздушных линий. Авиационные
двигатели l 1 (14) l 2022. – 14с.
6. Сычѐв 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.
7. Авиационные правила. Часть 23. Нормы летной годности гражданских легких
самолетов (утв. МАК) https://aviatp.ru/files/legalcom/FAP-23/AP-23%20(MAK).pdf
8. Yu. Ravikovich, D. Holobtsev Design Analysis of the Optimal Hybrid Electric
Propulsion Cryocooling System for New Aircraft and Disc Airship with High Temperature
Supercondactor Components, EASN 2020, IOP Conference Series Materials Science and
Engineering, January 2021. -8p.
9. Сычѐв А.В., Балясный К.В., Равикович Ю.А. Синхронизация работы
поршневого и электрического двигателя в авиационной гибридной силовой установке
параллельной схемы. Вестник УГАТУ, Уфа. Том 27 № 3 (101), 2023.
10. Характеристики самолѐта А-20 с двигателем Rotax-503 и Rotax-912.
http://www.airwar.ru/enc/la/a20.html
11. Характеристики самолѐта СП30 https://taganrog-avia.ru/aircraft/Spektr/spaero_ru/sved.htm
12. Характеристики самолѐта Х-32 «Бекас» https://www.skykrasnodar.com/bekas
13. Характеристики самолѐта Pipistrel Virus http://www.airwar.ru/enc/la/virus.html
14.
Характеристики
самолѐта
Zodiak
CH-601
XL
http://www.airwar.ru/enc/la/ch601.html
15.
Характеристики
самолѐта
Zenit
STOL
CH-701
http://www.airwar.ru/enc/la/ch701.html

10

16.
Характеристики
самолѐта
ОКБ
Ротор
«Птенец-2»
https://vzletim.ru/aviapark/h2.php
17. Характеристики самолѐта Pipistrel Velis Electro https://www.pipistrelaircraft.com/products/velis-electro/
18.
Характеристики
самолѐта
AerbusE-FAN/
https://www.airbus.com/en/innovation/low-carbon-aviation/hybrid-and-electric-flight
Сведения об авторах
Сычѐв
Алексей
Вячеславович,
Московский
авиационный
институт
(национальный исследовательский университет), Волоколамское шоссе, д. 4, г. Москва,
125993, Россия, ведущий инженер, Передовая инженерная школа МАИ.
e-mail: saavia@mail.ru
Арбузов Иван Васильевич, Московский авиационный институт (национальный
исследовательский университет), Волоколамское шоссе, д. 4, г. Москва, 125993, Россия,
к.т.н., старший научный сотрудник, доцент кафедры 101 МАИ.
e-mail: i_arbusov@mail.ru>
Равикович Юрий Александрович, Московский авиационный институт
(национальный исследовательский университет), Волоколамское шоссе, д. 4, г. Москва,
125993, Россия, д.т.н., профессор МАИ, проректор по научной работе МАИ.
e-mail: yurav@mai.ru
METHOD FOR FORMING THE APPEARANCE OF A PARALLEL TYPE HYBRID
POWER PLANT FOR A LIGHT AIRCRAFT
Sychev A.V., Arbuzov I.V., Ravikovich Yu.A.
Moscow Aviation Institute (National Research University), MAI, Moscow, Russia
Abstract: The article discusses the methodology for shaping the appearance of a parallel-type hybrid power plant
for a light aircraft based on piston and electric engines. The method determines the degree of hybridization of the
power plant - the ratio of the powers of the piston and electric engines. Statistics on the characteristics of aircraft,
electric motors, and piston engines are provided on the basis of which calculations are made.
Key words: hybrid power plant, light aircraft, piston engine, electric motor.

References
1. Lukovnikov A.V., Selivanov O.D., Ezrokhi Yu. A., Ryabov P. A., Kalensky S. M.. Hybrid
power plants of promising aircraft for various purposes // Main results of scientific and technical
activities of CIAM (2010-2014) / edited by. ed. V. I. Babkina, V. A. Skibina, M. Ya. Ivanova. M.:
CIAM, 2015.
2. Ryabov P. A., Kalensky S. M. Concepts of advanced hybrid propulsion engines for aircraft
using gas and cryogenic fuels // Bulletin of the Moscow Aviation Institute. 2015. T. 22, No. 1.
P. 87-99.
3. Sychev A.V., Kolomin I.V., Zinnik D.S. Test bench for a hybrid power plant with a piston
engine and an electric motor-generator // 22nd International Conference “Aviation and
Astronautics”. November 20-24, 2023. Moscow. Theses. – M.: Pero Publishing House, 2023
– 4.3 Mb. P.105-106. [Electronic edition].
4. Sychev A.V., Ravikovich Yu.A., Borisov D.A. Bench testing of an electric propeller group
as the first stage in the creation of a hybrid power plant. Bulletin of Samara University.
Aerospace engineering, technology and mechanical engineering. 2023; 22(3): p. 99-107.
5. 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 power plants of local
airlines. Aircraft engines l 1 (14) l 2022. – 14 p.
6. Sychev A. V., Balyasny K. V., Borisov D. A. Hybrid power plant using an electric motor
and an internal combustion engine with a common propeller drive // Bulletin of the Moscow
Aviation Institute. 2022. V. 29. No. 4. 172-185 p.

11

7. Aviation rules. Part 23. Airworthiness standards for civil light aircraft" (approved by MAK)
https://aviatp.ru/files/legalcom/FAP-23/AP-23%20(MAK).pdf
8. Yu. Ravikovich, D. Holobtsev Design Analysis of the Optimal Hybrid Electric Propulsion
Cryocooling System for New Aircraft and Disc Airship with High Temperature Supercondactor
Components, EASN 2020, IOP Conference Series Materials Science and Engineering, January
2021. -8p.
9. Sychev A.V., Balyasny K.V., Ravikovich Yu.A. Synchronization of the operation of a
piston and electric engine in an aviation hybrid power plant of a parallel circuit. Bulletin of
UGATU, Ufa. Vol. 27 No. 3 (101), 2023.
10. Characteristics of the A-20 aircraft with Rotax-503 and Rotax-912 engines.
http://www.airwar.ru/enc/la/a20.html
11. Characteristics of the SP30 aircraft https://taganrog-avia.ru/aircraft/Spektr/spaero_ru/sved.htm
12. Characteristics of the X-32 “Bekas” aircraft https://www.skykrasnodar.com/bekas
13. Characteristics of the Pipistrel Virus aircraft http://www.airwar.ru/enc/la/virus.html
14. Characteristics of the Zodiak CH-601 XL aircraft http://www.airwar.ru/enc/la/ch601.html
15. Characteristics of the Zenit STOL CH-701 aircraft http://www.airwar.ru/enc/la/ch701.html
16. Characteristics of the aircraft OKB Rotor “Ptenets-2” https://vzletim.ru/aviapark/h2.php
17. Characteristics of the Pipistrel Velis Electro aircraft https://www.pipistrelaircraft.com/products/velis-electro/
18. Characteristics of the AerbusE-FAN aircraft https://www.airbus.com/en/innovation/lowcarbon-aviation/hybrid-and-electric-flight
Information about authors
Sychev Aleksey Vyacheslavovich, Moscow Aviation Institute (National Research
University), Volokolamsk Highway, 4, Moscow, 125993, Russia, Leading Engineer, MAI
Advanced Engineering School
e-mail: saavia@mail.ru
Arbuzov Ivan Vasilevich, Moscow Aviation Institute (National Research University),
Volokolamsk Highway, 4, Moscow, 125993, Russia, Candidate of Technical Sciences, Senior
Researcher MAI.
e-mail: i_arbusov@mail.ru
Ravikovich Yury Aleksandrovich, Moscow Aviation Institute (National Research University),
Volokolamsk Highway, 4, Moscow, 125993, Russia, Doctor of Technical Sciences, Professor
of MAI, Vice-Rector for Research of MAI
e-mail: yurav@mai.ru

12