Проект "САРГАН"

[Denis]

И чем такой гидросамолет будет лучше Сессны на поплавках?

Про несбыточные ЛТХ, приведенные в посте выше вообще молчим.

 

[Denis]

Применение балок повышает эффективность закрылка и несущих свойств фюзеляжа. Балки в этом случае играют роль концевых шайб.

Интересно, каким образом это достигается?

Особенно, "повышение несущих свойств фюзеляжа".

 

[Kimon]

Схема позволяет создать гидросамолет путем замены балок на поплавки, см. рис.

Удачная, на мой взгляд, компановка. В таком варианте - во многом выиграет схема. Ну, разве что, немного по гидродинамике, подкорректировать Вам её придётся - но схема, (ещё раз повторюсь) на мой взгляд удачна.

 

[Shuvalov]

... продолжаю...

4. Вертикальная компоновка спорная - для того что бы создать достаточный посадочный угол для крыла, основные стойки должны быть высокими. Передняя стойка тоже, что усугубляет  проблему описанную в предыдущем  пункте.

Может и так, если считать стойку менее 0,4 м  высокой.
На рисунке (апрель 2002 г.) посадочный угол 15[sup]0[/sup], высота основных стоек 380 мм.

 

[Kide2005]

По картинке где нарисован гидровариант - а почему бы  не поставить в место одного двигателя по середине, по два на поплавки?

 

[Shuvalov]

5. Размещение  СУ на пилоне увеличивает вес и сложность конструкции.

Согласен.
НО
у размещения СУ на пилоне есть и плюсы (недаром у сотен типов самолетов из большой авиации двигатели стоят на пилонах).

1. Наиболее эффективные участки лопастей работают в, практически, невозмущенном потоке - минимальный шум, максимальный к.п.д. винта.

2.Верхняя поверхность фюзеляжа и закрылка остаются аэродинамически чистыми.

3.Пилон гасит вибрации от двигателя (подтверждено опытным путем) .

4.При установке другого типа двигателя минимальны изменения в конструкцию самолета.

5.Замена двигателя в сборе с другими агрегатами силовой установки включая пилон может занимать 15...20 минут
   см.фото

 

[Yakovlyev]

Ох, Александр!
С чего бы это мне начать повежлевее. 
Можно с крайней твоей картинки. Все еще хуже, чем я думал.
1. Или я не построил не одного самолета, или это мне не принесло ни капли опыта, но что то не то и в продольньной компановке. По моему, ЦТ самолета будет в районе передней кромки крыла. К тому же основные стойки ты расположил под 16% САХ. Ты говорил о продувках модели этого самолета. Где рассположен фокус самолета?
2. Даже если ЦТ расположен около передней кромки крыла, расстоянее от него до пилотов ОГРОМНОЕ, что приведет к ОГРОМНОЙ разнице в положении ЦТ самолета с 2-мя и 1-м пилотом, не говоря уже о пустом самолете. Обычно, в такой схеме стараются разместить экипаж как можно ближе к крылу, добиваясь приемлемой центровки, размещая впереди переразмеренный (нужен балансировочный груз в носу) аккумулятор.
3. Я не представляю себе приемлемый механизм уборки переднего колеса. Наличие огромного объема для передней стойки впереди фюзеляжа увеличивает омываемую поверхность и ухудшает путевую устойчивость, что приводит к необходимости увеличения ВО (еще сопротивление). Все это сводит на нет идею уменьшения сопротивления за счет ламинарного обтекания фюзеляжа. Кстати, ламинарным обтекание фюзеляжа будет лишь по верхней части до стыка фонаря. Стыки створок передней стойки сделают поток турбулентным по низу начиная от носа. Да и то, летом, все станет турбулентным за пол часа полета из за убитых  мошек.
4. Посадочный угол можно сделать еще больше, если еще укоротить хвостовые балки, которые и без того короткие. Это привело к наличию огромных ВО. При увеличении длинны хвостовых балок, площадь оперения можно уменьшать значительно, т.к. устойчивочть будет повышать демпфирующий момент, величина которого растет в квадрате от расстояния до ЦТ.
5. Даже на картинке видно, что вместо 2-х балок под винтом вполне пройдет одна балка. Аргумент, что они могут быть поплавками сомнителен, как и вся схема такого гидросамолета. Кто летал на гидросамолетах, подтвердит, что при выходе на редан воздушный винт, в такой схеме, будет работать как водяной  , что затрудняет выход на редан и сокращает ресурс воздушно-водяного винта до одного летного дня. Вода будет просто литься через крыло в районе поплавков, при выходе на редан.
6. Эффективность закрылков, наверно, будет выше на пару процентов при работе балок как концевые шайбы, но что мешает просто установить эти шайбы вместо балок?

Эта фраза меня просто умиляет:

Что касается "тяжелее", то весовая отдача у самолета предлагаемой схемы настолько высока, что с лихвой компенсирует утяжеление из-за применения двух балок.

Это с чего же?

Мне это напоминает историю создания в Киеве 4-х местного вертолета с 2-мя Ротакс-912. На вопрос одному из руководителей проекта " Как вы собираетесь летать всего с с200 л.с.?" был получен классный  ответ "А у нас вес пустого будет значительно меньше чем у остальных."

 

[Shuvalov]

Ты говорил о продувках модели этого самолета. Где рассположен фокус самолета?

По моему, ЦТ самолета будет в районе передней кромки крыла

Нет, в зоне передней кромки консолей расположен фокус ЛА (не несущей системы "фюзеляж-консоли", а всего ЛА с учетом ГО).
Центр масс же находится между передней кромкой консолей и экипажем.

Проблема с продольной центровкой у этой компоновки есть, это бесспорно, но она разрешима ценой усложнения конструкции. Она решается путем смещения АФ еще вперед и путем управления центровкой. Как конкретно, расскажу позже.
Я полностью согласен, что это неправильно с позиции создания простого безпроблемного самолета.
Но это непростой самолет и нет у меня стремления его упростить. Есть стремление кардинального улучшения ЛТХ.

Shuvalov писал(а) Сегодня :: 08:13:43:
Что касается "тяжелее", то весовая отдача у самолета предлагаемой схемы настолько высока, что с лихвой компенсирует утяжеление из-за применения двух балок.


Это с чего же? 

На фюзеляж приходится около 2/3 подъемной силы.

 

[Shuvalov]

Ну и какую подъёмную силу создаёт фюзеляж на скорости меньшей скорости звука?

Зависимость коэффициента (отнесен ко всей площади системы "Ф+К") ПС от угла атаки при углах закрылка -10, 0, 15 и 30 градусов.

 

[KAA]

Из рассмотрения графиков,видно,что такой фюзеляж не шибко полезен! Вообще-то,только крыло может иметь Суа вдвое больше,при этом несущая площадь может быть уменьшена вдвое. А ваш ф-ж по-моему имеет площадь меньше,чем собственно крыло....
Также не видно благоприятного влияния ф-жа на alfa крит. Он невелик.

 

[Shuvalov]

Суа вдвое больше

Обратите внимание на замечание в скобках при расчете С[sub]ya[/sub].

также не видно благоприятного влияния ф-жа на alfa крит. Он невелик.

@КАА   А Вы не обратили внимание, что происходит на закритических alfa?

 

[Shuvalov]

Вы постройте хотя бы один самолет летающий

Будут деньги - построим!!!

Что касается БПЛА, то уже построили и не один.

в виртуале было красиво и правильно, на практике окажеться совсем наоборот

Интересно, почему. Потому, что Вы так считаете? Но это не аргумент.
Вообщем, время покажет.

замечания Метров серийного про-ва с-тов

О каких "Метрах" Вы говорите? Единицах измерения длины?

Если о Юрии Владимировиче Яковлеве, то он - Мэтр. Его  мнение всегда уважал, ценил и ценить буду.
Но при этом имею и свое мнение и готов его отстаивать и при этом обосновано...

А "генеральных"-"гениальных" конструкторов в Харькове -завались 

И кто, позвольте, из "завалившихся" имеется ввиду?

@nick
Данная ветка расположена в разделе, в котором обсуждаются  проекты, а  не состоявшиеся самолеты, а также не действия, успехи и неуспехи их авторов.
И если  ВЫ считаете позволительным для себя давать рекомендации типа "сначала постройте, тогда будете вести дискусии", тогда ЧТО ПОСТРОИЛИ ВЫ на сей день? Будьте любезны ответить.

 

[Yakovlyev]

Нет, в зоне передней кромки консолей расположен фокус ЛА (не несущей системы "фюзеляж-консоли", а всего ЛА с учетом ГО).

Не верю. У фюзеляжа слишком маленькое удлинение, что бы так значительно повлиять на положение фокуса самолета.

Зависимость коэффициента
(отнесен ко всей площади системы "Ф+К")
ПС от угла атаки при углах закрылка -10, 0, 15 и 30 градусов. 

Такой фюзеляж с наплывами, конечно создаст небольшую подъемную силу (но никак не 2/3 при наличии крыла), но она станет ощутима на больших углах атаки, после того как произойдет срыв на основном крыле, что приведет к кабрирующему моменту и увеличению угла атаки.  Что касается графика, было бы интересно увидеть его приведенным к площади крыла. Это сразу прояснит роль фюзеляжа. Мне кажется, максимальный Су не будет сильно отличаться от обычного самолета. Наличие же наплыва на фюзеляже, увеличивает омываемую поверхность (еще сопротивление) и сдвигает начальную область срыва с корня крыла к его концу, что приводит к резкому сваливанию на крыло.


По поводу веса:

На фюзеляж приходится около 2/3 подъемной силы.
Наверх

Да хоть 3/4. Это же не означает что площадь всей поверхности (в оболочках заложен основной вес конструкции) меньше чем у обычного самолета. Или в фюзеляже меньше шпангоутов? Или крыло так сачкует в полете, что в нем отсутствует лонжерон?

Я полностью согласен, что это неправильно с позиции создания простого безпроблемного самолета.
Но это непростой самолет и нет у меня стремления его упростить.

А это уже теплее.  Это твое право.

Есть стремление кардинального улучшения ЛТХ.

Стремление хорошее. Только откуда возьмутся высокие ЛТХ?

 

[KAA]

Обратите внимание на замечание в скобках при расчете Сya.

Обратил,потому и заметил,что крыло с вдвое меньшей площадью,может обладать той же несущей способностью, что и ваша система.

@КАА А Вы не обратили внимание, что происходит на закритических alfa?

Тоже обратил. Там всё не плохо! Но и с обычным крылом можно добиваться аналогичных результатов.

 

[Anatoliy]

[highlight]Про несбыточные ЛТХ[/highlight], приведенные в посте выше вообще молчим. 

[highlight]На счет несбыточных ЛТХ.[/highlight]

Берём бензиновый Rotax 912 ULS. Удельный расход горючего 240 г/(л.с.*час). Правда у него 100 л.с. , а не 350 заявленных.
Ну пусть тот мифический бензиновый двигатель будет иметь такой же удельный расход горючего.
Тогда при часовом расходе 15 л/час или 10,5 кг/час считаем мощность двигателя на крейсерском режиме со скоростью 350 км/час:
                                               10,5 / 0,24 = 43,75 л.с.
Ну совсем плохо.
Вспоминаем, что автор проекта упоминал дизельный двигатель.
Смотрим параметры нерожденного ZO 02A/ Z. 
У него мощность уже ближе к планируемой: 300 л.с. в двигателе и 350 в проекте.
У того дизеля удельный расход 144 г/(л.с.*час).
Считаем:
                                                10,5 / 0,144 = 72,9 л.с.
И еще раз вспоминаем про взлетный вес 1500 кг и крейсерскую скорость 350 км/час.

Хотелось бы узнать удельную тягу того ПЯТИЛОПАСТНОГО воздушного винта диаметром 1, 8 метра (примерно) и его тягу в килограммах на скорости 350 км/час при мощности 72,9 л.с.

Глядя на рисунок в посте №43 хотелось бы увидеть как там размещаются 4 - 5 человек. Это если автор не передумал о своих намерениях изваять самолет "нового поколения легких самолетов персонального класса"

Вот не знаю что теперь делать. Ждать ли ответа автора "КАК ЭТО У ВАС ПОЛУЧАЕТСЯ" или просто сделать выводы.

 

[meglin1]

Необычные схемы, в том числе, тип этой ничем, кроме внешне эффектного облика не сверкают...
 

Вот именно. Но, Денис, понты тоже стоят денег, не правда ли? Особенно в авиации общего назначения.

 

[rtyuiop.4000]

На счет несбыточных ЛТХ.

Откуда у вас Анатолий  такие идиотические данные??

Вот тут совсем другие

http://www.sargan.su/sargan.html

К примеру часовой расход топлива, указан 17,4-37 килограмм/час, ( или 72-155 л.с)
    
Крейсерская (на дальность) 235 км/ч
Экономическая 120 км/ч

И не надо обращать внимание на данные по дальности, 4300-3200 км видимо с одним пилотом, и дополнительным баками. Так часто делают в рекламных целях.  Залейте в Цессну 172 полные баки горючки и возьмите на борт 4 мужиков по 100 кг-посмотрим не то что на дальность полета, а на то как взлетать будете.

 

[Denis]

На счет несбыточных ЛТХ.

Откуда у вас Анатолий  такие идиотические данные??

Вот тут совсем другие

http://www.sargan.su/sargan.html

К примеру часовой расход топлива, указан 17,4-37 килограмм/час, ( или 72-155 л.с)
    
Крейсерская (на дальность) 235 км/ч
Экономическая 120 км/ч

 

Цитирую оттуда же:

Двигатель  Continental IO-550 310 л.с.

Хороший мотор, но дальше одни маниловские мечты.

Например, максимальная скорость 415 км/ч. Чтобы получить ее у земли при мощности 310л.с. и КПД винта, например, 0.85, потребуется сводка сопротивлений CxS не более 0.206м2. Пяти!местный самолет  с полетной массой  до 1800кг, даже с убирающимся шасси с такой малой CxS врядли можно реализовать, в особенности, с учетом ограничения скорости сваливания в посадочной конфигурации не более 113км/ч. 
Расход топлива этого мотора на режиме 75% мощности (максимум, возможный при обеднении смеси), достигает 60л/ч.
Продолжительность полета на заявленной заправке 340л будет, соотвественно, 5.67 часа (а не 10), и дальность на заявленной при этом скорости 320км/ч будет только 1813км без резерва, уж никак не 3200.
Режим 75% мощности на бедной смеси доступен только до высоты 2200-2400м, при этом потребные обороты выходят на 100% при полном открытии дросселя.
Если при этом истинная скорость достигает 320км/ч, то при подъеме до 3000м (что заявлено для дальности), она упадет.
если смесь не обеднять, то мощность может и сохранится до 3000м, но часовой расход возрастет минимум на 20%.
Если дросселировать двигатель дальше, вплоть до достижения минимального километрового расхода, то это расход будет максимум на 25% меньше  того, что на режиме 75% мощности, соотвественно, дальность окажется не более 2260км. При дальнейшем снижении мощности , если самолет все еще будет устойчиво лететь без снижения, дальность вновь начнет сокращаться. 
Для того, чтобы пролететь заявленные 4300км, понадобится    647 литров бензина, которые будут весить 459кг. 
Что осталось от кота?

 

[rtyuiop.4000]

Например, максимальная скорость 415 км/ч. Чтобы получить ее у земли при мощности 310л.с. и КПД винта, например, 0.85, потребуется сводка сопротивлений CxS не более 0.206м2.

Ну и что? У рубленного Tailwindа с не убираемым шасси, получается 0,11м2.  Если он действительно делает 322 км/ч у земли на 85 л.с . (кпд взял также за 0,85)
И вообще без приведения площади крыла такие аргументы-не очень то корректны

 

[Anatoliy]

Откуда у вас Анатолийтакие идиотические данные??

Вот от туда. Автор же не привел уже новых данных, так что извиняйте.

Вторая ссылка битая, поэтому заходите в:
http://www.aviajournal.com/arhiv/2003/
а там во втором номере журнала смотрите "Проект "Сарган".

Это указано в посте №23.