Аэромобиль. Летающий автомобиль.

[Сергей Кувшинов]

Добрый день Друзья!

В момент зарождения интереса к аэромобилю, много лет назад, в качестве первой догадки непроизвольно всплыли две цифры: максимальный взлетный вес 1800 кг, и крейсерская скорость на 75% мощности 350 км/час.

При выборе самолета-подобия для эскизного проектирования аэромобиля выбор пал на Cessna P210N Pressurized Centurion в немалой мере в следствие близости его максимального взлетного веса и крейсерской скорости на 75% мощности к цифрам выбранным по наитию.

В текущий период ожидания чудесного появления в коллективе разработчиков, в данный момент состоящего из одного меня, студента или аспиранта, захотящего сделать проект аэромобиля трамплином своего профессионального роста и владеющего пакетом 3D моделирования, решил составить предварительную весовую ведомость аэромобиля.

Прочитав главу 6 «Анализ веса самолета» книги «General aviation aircraft design: applied methods and procedures», автор Снорри Гудмундсон, и раздел 2.1 «Предварительные изыскания» МАИ Учебного пособия для дипломного проектирования по специальности «Самолетостроение» принял решение првести расчет веса аэромобиля в первом приближении.

Предварительные положения:

Максимальный взлетный вес = вес пустого + вес топлива + вес экипажа;

Вес пустого = вес конструкции + вес силовой установки + вес оборудования и систем управления;

Вес конструкции = вес крыла + вес оперения + вес фюзеляжа + вес шасси + вес буферной батареи;

В качестве самолета-подобия принимаем:

Cessna P210N Pressurized Centurion​

максимальный взлетный вес 1814,368 кг., максимальная мощность двигателя Continental TSIO-520-AF 310 л.с., нагрузка на мощность 5,85 кг/л.с., площадь крыла 16,23 кв.м., нагрузка на крыло 111.8 кг./м.кв.

Сохраняя нагрузку на мощность 5,85 кг/л.с., при максимальной мощности двух двигателей UL520iS 400 л.с., допустимый максимальный взлетный вес аэромобиля составит 2340 кг.

Сохраняя нагрузку на крыло 111.8 кг./м.кв. при максимальном взлетном весе аэромобиля 2340 кг. площадь крыла составит 20,93 м.кв.

На странице 174 главы 6 «Анализ веса самолета» книги «General aviation aircraft design: applied methods and procedures», опубликована таблица сравнения веса деталей и оборудования вычисленных методом прямой оценки веса или принятых статистически, и действительно существующих для самолета оснащенного силовой установкой весом 219,99 кг. (можно предположить Continental IO-520-В - 210,92 кг, двухлопастный ВИШ - 9,07), и весом пустого 1378,466 кг.

Приведем столбец действительных значений полностью.

Действительные значения веса компонетов используем для формирования групп элементов аэромобиля.

Вес пустого аэромобиля 1785 кг., вес пустого самолета 1378,466 кг., разница в весе 406,534 кг., сформирована исключительно разницой в весе силовой установки и шасси аэромобиля и силовой установки и шасси самолета. Остальные группы элементов имеют схожий вес.

Вес силовой установки аэромобиля 440 кг, шасси 350 кг., 440 + 350 = 790 кг.

Вес силовой установки самолета 219,992 кг., шасси 147,417 кг., 219,992 + 147,417 = 367,409 кг.

Разница в весе: 790 - 367,409 = 422,591 кг.

Вес крыла 251,744 кг. (группа элементов конструкции)

Вес оперения 59,420 кг.

Вес фюзеляжа 263,083 кг. (группа элементов конструкции)

Вес герметизации 15,876 кг.

Вес отделки 97,976 кг. (группа элементов конструкции)

Вес основных стоек шасси 113,398 кг. (группа элементов шасси)

Вес носовой стойки шасси 34,019 кг. (группа элементов шасси)

Вес обтекателя моторного отсека 39,009 кг.

Вес топливной системы 57,153 кг. (группа элементов оборудования и систем управления)

Вес силовой установки 219,992 кг. (группа элементов силовой установки)

Вес систем управления полетом 41,277 кг. (группа элементов оборудования и систем управления)

Вес гидравлической системы 10,886 кг.

Вес электрической системы 117,934 кг. (группа элементов оборудования и систем управления)

Вес отопления, вентиляции и кондиционирования 56,699 кг. (группа элементов оборудования и систем управления)

 

[Сергей Кувшинов]

Максимальный взлетный вес 2340 кг.

(вес элементов в порядке определения или вычисления)

Вес экипажа: 360 кг.​

4 человека по 90 кг.

Вес топлива: 195 кг.​

двигатель UL520iS, номинальная мощность 185 л.с. (2800 об./мин.), расход 52 литра/час х2 = 104 литра/час.

75% номинала 138,75 (2200 об./мин.) х 2 = 277,5 л.с., 40 литров/час х2 = 80 литров/час.

60% номинала 111 л.с. (2000 об./мин.) х 2 = 222 л.с., 32.5 литра/час х2 = 65 литров/час.

На три часа полета 80 х 3 = 240 литров, плюс несливаемый остаток – 250 литров;

250 х 0,78 (плотность АИ-98) = 195 кг.


Вес пустого = максимальный взлетный вес - вес экипажа - вес топлива = 2340 – 360 – 195 = 1785 кг.

Вес силовой установки: 440 кг.​

Сухой вес установленного двигателя UL520iS 108 кг. (со стартером и генератором), количество масла 4 литра, вес масла 4,46 кг. Вес двигателя с маслом 112,5 кг. Вес двух двигателей 225 кг.

Сухой вес генератора ГТ120НЖЧ12КВ 35,5 кг, сухой вес тягового электродвигателя EMCE сравнимой с генератором мощностью (продолжительная 110/ пиковая 126 кВт) неизвестен, принимаем его равным весу генератора, общая для генератора и тягового электродвигателя система масляного охлаждения с маслом приблизительно 15 кг,, инвертор тягового электродвигателя 5,5 кг.

Два трехлопастных толкающих винта изменяемого шага 20 кг.

Две демферные и расцепляющие муфты с валом винта 20 кг.

Вес силовой установки: 112,5 х 2 + 33.5 х 4 + 30 + 11 + 20 + 20 = 440 кг.

Вес оборудования и систем управления: 273 кг.​

Согласно таблице 1.1 главы 2.1 Учебного пособия относительный вес оборудования и систем управления составляет 0,11 – 0.13 от максимального взлетного веса: 2340 х 0.117 = 273,78 кг.

Вес топливной системы 57,153 кг., системы управления полетом 41,277 кг., электрической системы 117,934 кг., отопления, вентиляции и кондиционирования 56,699 кг.

57,153 + 41,277 + 117,934 + 56,699 = 273,063 кг.

Вес конструкции + вес шасси + вес батареи = вес пустого - вес силовой установки - вес оборудования и систем управления = 1785 – 440 – 273 = 1072 кг.

Вес конструкции 633 кг.​

Согласно таблице 1.1 главы 2.1 Учебного пособия относительный вес конструкции составляет 0,25 – 0.32 от максимального взлетного веса: 2340 х 0.2704 = 632,736 кг.

Вес крыла 251,744 кг., фюзеляжа 263,083 кг., отделки 97,976 кг., вес двух цельноповоротных элементов вертикального оперения 20 кг., 251,744 + 263,083 + 97,976 + 20 = 632,803 кг.

Вес шасси + вес батареи = Вес конструкции + вес шасси + вес батареи – вес конструкции = 1072 – 633 = 439 кг.

 

[Сергей Кувшинов]

Вес шасси 350 кг.

АП 23 Нормы летной годности гражданских легких самолетов​

23.473. Условия нагружения на земле и основные предположения

(a) Требования настоящего подраздела к наземным нагрузкам должны удовлетворяться при максимальном расчетном весе, …

(d) Выбранная эксплуатационная вертикальная инерционная перегрузка в центре тяжести самолета для случаев наземных нагрузок, предусмотренных в настоящем подразделе, не может быть меньше значений, получающихся:

(1) При посадке со скоростью снижения, равной V = 0,9066(G/S)1/4 м/с, (G/S — удельная нагрузка на крыло, кгс/м2.) при условии, что эта скорость должна быть не более 3,05 м/с и не может быть менее 2,15 м/с. Эта скорость снижения определяет эксплуатационное значение энергии, которую должна поглощать амортизационная система самолета;

(e) Разрешается допустить, что подъемная сила крыла, не превышающая 2/3 веса самолета, имеет место в течение всего времени действия удара при посадке и проходит через центр тяжести. Перегрузка от реакции земли может быть принята равной инерционной перегрузке минус отношение вышеуказанной подъемной силы крыла к весу самолета.

(g) Инерционная перегрузка, принимаемая для расчетных целей, не может быть менее 2,67, а эксплуатационная перегрузка от реакции земли также не может быть менее 2,0 при расчетном максимальном весе.

23.733. Пневматики

(a) Каждое колесо шасси должно иметь пневматик утвержденного типа, характеристики которого (статические и динамические) не превышаются:

(1) При нагрузке на пневматик каждого основного колеса (подлежащей сравнению со статическими характеристиками, утвержденными для таких пневматиков), равной статической реакции земли при расчетном максимальном весе и критической центровке.

Типы авиационных пневматиков.​

Тип III – шины для самолетов с поршневыми двигателями. Особенностью этих шин является низкое давление для мягкого и плавного хода.

Обозначение размеров: 8.50-10 (ширина-посадочный диаметр, в дюймах)

Тип VII – шины для реактивных самолетов с повышенными нагрузочными характеристиками.

Обозначение размеров: 49x17 (наружный диаметр х посадочный диаметр, в дюймах)

Three Part Type (Трехразмерный тип) – шины для современных самолетов с высокими взлетно/посадочными скоростями и нагрузками.

Обозначение размеров: 49x19.0–20 (наружный диаметр х ширина - посадочный диаметр, в дюймах)

Метрический тип – то же, что и Трехразмерный тип, но диаметр и ширина профиля указываются в миллиметрах, а диаметр колеса/обода в дюймах (в отечественной практике – все в мм.).

Обозначение размеров: 670x210-12 (наружный диаметр х ширина, в мм. - посадочный диаметр, в дюймах)

Радиальный тип - то же, что и Трехразмерный тип, но “-” (тире) перед диаметром колеса/ обода заменено на букву “R”.

Обозначение размеров: 32x8.8R16 (наружный диаметр х ширина, R посадочный диаметр, в дюймах)


Cessna P210N Pressurized Centurion имеет:

на основных опорах шасси пневматики типа III размерами 6.00 – 6, с нормой слойности (Ply rating) – 8, номинальной грузоподьемностью - 1065,94 кг, внутренним давлением - 3,79 бар, максимальная грузоподьемность (до обода) - 2857,63 кг.

на носовой опоре шасси пневматик типа III размерами 5.00 – 5 с нормой слойности (Ply rating) – 6.

Ply Rating - прочность (несущая способность) каркаса шины условно оценивается так называемой нормой слойности. Чем прочнее каркас, тем большее давление воздуха выдерживает шина, и, следовательно, имеет большую грузоподъемность.

Норма слойности легковых автомобильных шин – 4, легковых автомобильных шин с индексом Reinforced (усиленная) – 6, для шин легких грузовиков с индексом С (commercial) после посадочного диаметра в дюймах (R16C) – 8.

Представляется возможным принять в качестве пневматиков задней оси автомобильные шины размером 225/75 R16C 121/120R, такие как Michelin Agilis 3 или Nokian Tyres Hakka Van (летние), и Kumho Winter Portran CW51 или Nokian Tyres Hakkapeliitta C3 (зимние).

Все шины имеют индекс нагрузки (в паре) 120, что равно (в паре) 1400 х 2 = 2800 кг.

Четыре шины на задней оси имеют суммарную грузоподьемность 1400 х 4 = 5600 кг.

При посадке на пневматики задней оси допустимая эксплуатационная перегрузка от реакции земли составит 5600 / 2340 = 2,39.

Все шины имеют индех скорости R, максимальная скорость 170 км/час, ширину профиля 225 мм, высоту профиля 168,75 мм, наружний диаметр 744 мм, посадочный диаметр 406 мм, Ply rating (норма слойности C) – 8, вес не более 15 кг.

С кованым алюминиевым диском R 16 весом 7 кг колесо будет весить 22 кг, сдвоенное колесо (пара) 44 кг., два сдвоеных колеса на задней оси – 88 кг.

Задняя подвеска: два рычага, два амортизатора, четыре ступицы, две шестерни, две цепи, два суппорта, два диска – 112 кг. Для сравнения: передняя подвеска ГАЗ-3110 «Волга» в сборе (3110-2901012-10) Вес: 105 кг.

Таким образом вес задней подвески составит 88 + 112 = 200 кг.

Представляется возможным принять в качестве пневматиков передней оси автомобильные шины размером 195/80 R14C 106/104R, такие как Dunlop SP Van 01 или Maxxis MCV3+ VanSmart (летние), и Viatti Vettore Brina V-525 или Viatti Vettore Inverno V-524 (зимние).

Все шины имеют индекс нагрузки 106, что равно 950 кг. Две шины на передней оси имеют суммарную грузоподьемность 950 х 2 = 1900 кг.

Все шины имеют индех скорости R, максимальная скорость 170 км/час, ширину профиля 195 мм, высоту профиля 156 мм, наружний диаметр 668 мм, посадочный диаметр 355 мм, Ply rating (норма слойности C) – 8, вес не более 11,5 кг.

С кованым алюминиевым диском R 14 весом 6,5 кг колесо будет весить 18 кг, два колеса на передней оси – 36 кг.

Передняя подвеска: поперечная балка с установленым рулевым механизмом с усилителем, два рычага, два амортизатора, две ступицы, два суппорта, два диска – 114 кг. Для сравнения: передняя подвеска ГАЗ-3110 «Волга» в сборе (3110-2901012-10) Вес: 105 кг.

Таким образом вес передней подвески составит 36 + 114 = 150 кг.

Следовательно общий вес автомобильной подвески составит 200 + 150 = 350 кг.

Вес буферной батареи 89 кг.​

Вес батареи = вес шасси + вес батареи – вес шасси = 439 – 350 = 89 кг.

Энергоемкость современных типов литий-ионных аккумуляторов большой мощности (1 кВт/кг) составляет 100 -130 Вт ч/кг. 130 х 89 = 11570 Вт ч = 11,57 кВт ч.

Разницу между мощностью двух генераторов работающих с номинальной мощностью 216 кВт при cos φ 0,9 и мощностью двух тяговых электродвигателей работающих с продолжительной мощностью 220 кВт буферная батарея сможет компенсировать 11,57 / (220 – 216) = 2,8925 часа или 2 часа 53 минуты.

Разницу между мощностью двух генераторов работающих с номинальной мощностью 216 кВт при cos φ 0,9 и мощностью двух тяговых электродвигателей работающих с пиковой мощностью 252 кВт буферная батарея сможет компенсировать 11,57 / (252 – 216) = 0,3214 часа или 19 минут.

 

[Anatoliy.]

(1) При посадке со скоростью снижения, равной V = 0,9066(G/S)1/4 м/с, (G/S — удельная нагрузка на крыло, кгс/м2.) при условии, что эта скорость должна быть не более 3,05 м/с и не может быть менее 2,15 м/с. Эта скорость снижения определяет эксплуатационное значение энергии, которую должна поглощать амортизационная система самолета;

Замечание по прочности шасси летательного аппарата типа самолет.
Из тех же Авиационных Правил прочность шасси должна обеспечивать неразрушение конструкции при сбросе самолета с высоты 1,5 метра.
При этом скорость в точке касания шасси поверхности земли примерно равна 5,5 м/с.

И это без надежды на некое участие крыльев в качестве какой бы то ни было разгрузки.
Просто пупо подвешивают самолет над поверхностью земли на высоту 1,5 метра и сбрасывают его.

 

[KAA]

Откуда взялись эти 1,5м и 5,5 м/с? Какие пункты АП-23 это обусловливают? Согласно п 23.725 -23.727, высота сброса может быть не более 1,06 м, но может быть и менее, в зависимости от нагрузки на крыло или достижения заданной перегрузки. При этом целостность конструкции не оговаривается.
И насчёт 5,5 м/с с точки зрения физики. Ускорение свободного падения=9,8 м/с**2, значит для достижения этой скорости, тело должно падать 0,56 с. Не много вато ли, для 1,5 м? 😉

 

[Сергей Кувшинов]

Из тех же Авиационных Правил прочность шасси должна обеспечивать неразрушение конструкции при сбросе самолета с высоты 1,5 метра. При этом скорость в точке касания шасси поверхности земли примерно равна 5,5 м/с.

Анатолий, поверьте мне, я действительно РАД, что наше общение становится все более и более конструктивным!

Вам даже сложно предположить КАК я нуждаюсь в МОТИВИРОВАННОМ и ГРАМОТНОМ оппоненте!

Теперь по сути Вашего замечания.

Параграф 23.473 пункты (d)(1), (e) приведены в сообщении «Вес шасси», но для полноты ответа приведем его еще раз:

23.473. Условия нагружения на земле и основные предположения

(d) Выбранная эксплуатационная вертикальная инерционная перегрузка в центре тяжести самолета для случаев наземных нагрузок, предусмотренных в настоящем подразделе, не может быть меньше значений, получающихся:

(1) При посадке со скоростью снижения, равной V = 0,9066(G/S)1/4 м/с, (G/S — удельная нагрузка на крыло, кгс/м2.) при условии, что эта скорость должна быть не более 3,05 м/с и не может быть менее 2,15 м/с. Эта скорость снижения определяет эксплуатационное значение энергии, которую должна поглощать амортизационная система самолета;

(e) Разрешается допустить, что подъемная сила крыла, не превышающая 2/3 веса самолета, имеет место в течение всего времени действия удара при посадке и проходит через центр тяжести. Перегрузка от реакции земли может быть принята равной инерционной перегрузке минус отношение вышеуказанной подъемной силы крыла к весу самолета.

23.723. Испытания амортизации

(а) Должно быть доказано, что эксплуатационные перегрузки, выбранные для расчета согласно 23.473 для взлетного и посадочного весов соответственно, не будут превышены.

(А) Максимальная энергия, которую должна воспринимать амортизационная система при динамическом приложении нагрузки, определяется следующими условиями:

(1) 1,5 эксплуатационной энергии при редуцированной массе, соответствующей расчетному посадочному весу самолета, и подъемной силе, заданной в 23.473(e).

(2) Если при указанных в пункте (A)(1) настоящего параграфа энергии, весе и подъемной силе величина вертикальной составляющей скорости в первый момент посадки получится меньше чем 1,2 скорости снижения, заданной в 23.473(d)(1), то дополнительно должно быть рассмотрено поглощение амортизационной системой максимальной энергии при скорости снижения, равной 1,2 скорости, заданной в 23.473(d)(1), и подъемной силе самолета, равной его весу.

Выберем самый жесткий сценарий проведения испытаний амортизации изложеный в пункте 23.473 (2) исключающий влияние подьемной силы крыла на вертикальную скорость снижения при приземлении.

V = 0,9066(G/S)1/4 м/с, V = 0,9066 х 111,81/4 = 2,947991 м/с;

1,2V х 2340/2340 = 3,53759 м/с;

Таким образом, эксплуатационное значение энергии определяемое скоростью снижения при касании, для данной нагрузке на крыло, соответствует скорости снижения 2,947991 м/с, максимальное значение энергии соответствует 3,05 м/с, и значение энергии при испытаниях амортизации 3,53759 м/с. Это меньше приведенных Вами 5,5 м/с.

Относительно высоты сброса.

23.725. Испытания на сброс при эксплуатационных условиях

(а) Если соответствие требованиям 23.723(a) доказывается испытаниями на свободное падение, то эти испытания должны проводиться на целом самолете или на агрегатах, состоящих из колеса, пневматика и амортизатора, собранных соответствующим образом.

Высота свободного падения (h, м) должна быть не менее определенной по следующей формуле:

h = 0,042√G/S, где G/S — удельная нагрузка на крыло, кгс/м2.

h = 0,042√111,8 = 0,444 м.

Однако высота свободного падения не должна быть менее 0,234 м и может не превышать 0,475 м.

23.726. Динамические испытания на наземные нагрузки

(a) Если соответствие требованиям 23.479, 23.481.23.483 и 23.485(A) в отношении наземных нагрузок доказывается путем испытаний на сброс, то должно быть проведено одно испытание на сброс согласно 23.725, при этом высота сброса должна быть:

(1) В 2,25 раза больше высоты сброса, предписанной в 23.725 (а);

h = 2,25 х 0,444 = 0,999 м.

23.727. Испытания на сброс при поглощении максимальной энергии

(a) Если соответствие требованию к поглощению максимальной энергии, приведенному в 23.723(A), доказывается испытаниями на сброс, то высота сброса должна быть по крайней мере в 1,44 раза больше указанной в 23.725.

h = 1,44 х 0,444 = 0,639 м.

Таким образом, высота свободного падения целого самолета, определяемая значением нагрузки на крыло равна 0, 444 м., высота свободного падения при динамических испытаниях равна 0,999 м., высота свободного падения при испытаниях на поглощение максимальной энергии равна 0, 639 м. Это меньше 1,5 метров.

 

[Anatoliy.]

И насчёт 5,5 м/с с точки зрения физики. Ускорение свободного падения=9,8 м/с**2, значит для достижения этой скорости, тело должно падать 0,56 с. Не много вато ли, для 1,5 м?

V = (2*g*H)^0,5
V = (2*9,8*1,5)^0,5 = (29,4)^0,5 = 5,42217668 м/с
(При этом скорость в точке касания шасси поверхности земли примерно равна 5,5 м/с.)

 

[Anatoliy.]

Выберем самый жесткий сценарий проведения испытаний амортизации изложеный в пункте 23.473 (2) исключающий влияние подьемной силы крыла на вертикальную скорость снижения при приземлении.

V = 0,9066(G/S)1/4 м/с, V = 0,9066 х 111,81/4 = 2,947991 м/с;

1,2V х 2340/2340 = 3,53759 м/с;

Сейчас перечитал Авиационные Правила.
Вы правы.
Значение 1,5 метра у меня засело в голове с давних времен, не помню из какого источника.
Но в свою конструкцию вертолета я закладываю высоту сброса в 2 метра, хотя к вертолетам требование значительно меньше.

 

[Сергей Кувшинов]

Все верно!

Но аэромобиль с высоты более 0, 639 м. сбрасывать не будем!

Если сертификация будет настаивать, то с высоты 0,999 м. будем сбрасывать только шасси, что допускается пунктом 23.725(a).

V = (2 х 9.81 х 0.639)^0.5 = 3,541 м/с, что практически точно соответствует значению энергии при испытаниях амортизации 3,53759 м/с.

 

[Сергей Кувшинов]

Добрый день Друзья!​

Продолжаю свою работу над эскизом аэромобиля. Новые знакомые из авиационных кругов снабдили необходимой литературой, что позволяет продвигаться самостоятельно.

Соратника со знанием САПР системы, который помог бы с созданием 3D модели аэромобиля пока нет, но, как выяснилось, это и неплохо.

Создание весовой и центровочной ведомостей показали, что в случае эскизного проектирования аэромобиля схемы отличной от классической, расчет в первом приближении кем либо кроме автора-генератора идеи невозможен.

Почитав литературу создал ведомости сам. Нельзя сказать, что это просто, но и говорить, что это невозможно для человека с общеинженерным образованием, тоже не приходится.

Материала по тандемной схеме немного, но он есть. Основное время уходит на формализацию своих собственных смутных образов аэромобиля.

Изменения в первоначальном замысле.​

Силовая установка, двигатели и генераторы, перемещены в нос аэромобиля. При силовой установке в корме и прямом крыле аэромобиль не уравновешивался.

Для создания условий возникновения эмерджентности, в систему заложены избыточные возможности по изменению угла установки и угла поворота крыла. От нулевого положения крыла допускается его отклонение плюс/минус (вверх/вниз) 20 гр. От нулевой стреловидности допускается ее изменение плюс/минус 30 гр.

Такие величины угла установки обуславливаются отсутствием механизации крыла, то есть необходимостью использовать всю протяженность кривой Су (а) для аэродинамического управления.

Вероятнее всего система управления самолетом будет использовать около 16 градусов вверх и около 10 градусов вниз.

Углы изменения стреловидности обусловлены интересом к личности Павла Владимировича Цыбина и его летающей лаборатории Ц-1 (ЛЛ-3).

Несколько слов об этом изделии.

Конструкция фюзеляжа ЛЛ-3 - фанерный монокок. Крыло дюралюминевое, обратной стреловидности -30°, размахом крыла 7,22 м, площадью 10,2 м2, и поперечным V = +12°. Горизонтальное оперение прямой стреловидности с углом 40°. Перед полетом в емкости изделия заливалось до тонны воды.

Взлет и набор высоты ЛЛ-3 производил на буксире самолета Ту-2. На высоте 5-7 тыс. м летчик-испытатель переводил Ц-1 в режим пикирования под углом 45-60°. При установившемся прямолинейном пикировании включался твердотопливный ракетный двигатель ПРД-1500 развивавший тягу до 1500 кг.

На ЛЛ-3 выполнено около ста полетов, были достигнуты скорости пикирования соответствующие числам М = 0,95-0,97 (1130-1150 км/ч).

 

[Сергей Кувшинов]

Вид сбоку.

 

[Сергей Кувшинов]

Вид сверху.

 

[Сергей Кувшинов]

Постоянные моменты при центровке​

1 Воздушные винты 40 кгс 0,05 2

2 Муфты 10 кгс 0,11 1,1

3 Двигатели 225 кгс 0,48 108

6 Рулевая рейка с усилителем 14 кгс 0,95 13,3

7 Генераторы с системой охлаждения 87 кгс 1,00 87

8 Буферная АКБ 89 кгс 1,15 102,35

9 Электрическая система 95 кгс 1,45 137,75

10 Узлы навески переднего крыла 40 кгс 1,50 60

11 Переднее крыло 252 / 21.1 х 9,55 = 114 кгс 1,55 176,7

12 Исполнительные механизмы передн. крыла 18 кгс 1,80 32,4

13 Отопление и вентиляция 30 кгс 1,90 57

14 Педали передних кабин 4 кгс 2,50 10

15 Фюзеляж с отделкой 315 кгс 2,90 913,5

16 Приборы передних кабин 20 кгс 3,05 61

17 Топливная система 30 кгс 3,15 94,5

18 Система управления передних кабин 4 кгс 3,30 13,2

22 Исполнительные механизмы заднего крыла 18 кгс 5,30 95,4

23 Узелы навески заднего крыла 40 кгс 5,60 224

24 Заднее крыло 252 / 21,1 х 11,55 = 138 кгс 5,65 779,7

25 Тяговые электродвигатели с инверторами 98 кгс 5,69 557,62

28 Вертикальное оперение 20 кгс 6,10 122

Вес 1449 кгс Момент 3648,52 кгс*м

Переменные моменты при центровке (шасси убрано)​

4у Пневматики передней оси (убрано) 36 кгс 2,64 95,04

5у Подвеска передней оси (убрано) 100 кгс 2,28 228

26у Задняя подвеска (убрано) 112 кгс 5,33 596,96

27у Пневматики задней оси (убрано) 88 кгс 5,14 452,32

Вес 336 кгс Момент 1372,32 кгс*м

Переменные моменты при центровке (шасси выпущено)​

4в Пневматики передней оси (выпущено) 36 кгс 0,63 22,68

5в Подвеска передней оси (выпущено) 100 кгс 0,77 77

26в Задняя подвеска (выпущено) 112 кгс 5,99 670,88

27в Пневматики задней оси (выпущено) 88 кгс 6,10 536,8

Вес 336 кгс Момент 1307,36 кгс*м

Переменные моменты при центровке (100% топлива, 250 литров)​

19 Топливо 195 кгс 3,35 653,25

Вес 195 кгс Момент 653,25 кгс*м

Переменные моменты (20% топлива, 50 литров)​

19 Топливо 39 кгс 3,35 130,65

Вес 39 кгс Момент 130,65 кгс*м

Переменные моменты (1 человек в передней кабине)​

20 Пилоты передних кабин 90 кгс 3,40 306

Вес 90 кгс Момент 306 кгс*м

Переменные моменты (2 человека в передней кабине)​

20 Пилоты передних кабин 180 кгс 3,40 612

Вес 180 кгс Момент 612 кгс*м

Переменные моменты (1 человек в задней кабине)​

21 Пассажиры задних кабин 90 кгс 4,50 405

Вес 90 кгс Момент 405 кгс*м

Переменные моменты (2 человека в задней кабине)​

21 Пассажиры задних кабин 180 кгс 4,50 810

Вес 180 кгс Момент 810 кгс*м


Предельная задняя центровка: шасси убрано, 100% топлива, 2 человека в передней кабине, 2 человека в задней кабине.

3648,52 + 1372,32 + 653,25 + 612 + 810 / 1449 + 336 + 195 + 180 + 180 = 3,03 м.

Предельная передняя центровка: шасси выпущено, 20% топлива, 1 человек в передней кабине.

3648,52 + 1307,36 + 130,65 + 306 / 1449 + 336 + 39 + 90 = 2,82 м.

 

[Сергей Кувшинов]

У «тандема», для определения требуемой центровки, удобно условно привести эту компоновку к более привычной для понимания нормальной аэродинамической схеме с условным эквивалентным крылом.

Принимаем, что переднее крыло и заднее крыло имеют одинаковый размах 10 м.

При хорде 1 м, общая площадь крыльев составляет 20 кв.м.

Так же рассчитаем вариант, при котором переднее крыло имеет размах 10 м, заднее крыло имет размах 11 м.

При хорде 1 м, общая площадь крыльев в этом случае составит 21 кв.м.

Центровка, как и в случае нормальной схемы, должна лежать в пределах 15...25% Вэкв (хорды условного эквивалентного крыла), которая находится по следующей формуле:

Вэкв = 10 + 10 / √10^2 + 10^2 = 1,4142 м.
Вэкв = 10 + 11 / √10^2 + 11^2 = 1,4126 м.

При этом расстояние от 0,25% Всах переднего крыла до носка эквивалентной хорды находится по следующей формуле:

К - коэффициент, учитывающий разность углов установки крыльев, скосы и торможение потока за передним крылом,находится по следующей формуле:

по материалам: Серьезнов А., Кондратьев В.. «В небе Тушина — СЛА» Моделист-Конструктор 1988 г. №3 стр 11, Кондратьев В.П. Яснопольский Л.Ф. «Самолет – своими руками» 1993 г. стр 118-120.

Вариант: 10/10​

К = 1 + 0,07 х 2 / (0,9 + 0,2 х 1/4,1) х (1 – 0,02 х 10/10) = 1,2260637

Хэкв = 4,1 / 1 + 10/10 х 1,2260637 – 10 + 10 / 4 х √10^2 + 10^2 = 1,49 м.

Точка 0,25% Всах переднего крыла имеет координату 1,35 м по продольной оси, соответственно носок эквивалентного крыла будет иметь координату 1,35 + 1,49 = 2,84 м.

0,25% Всах эквивалентного крыла крыла будет иметь координату: 2,84 + 1,4142*0,25 = 3,19 м.

При предельной задней центровке 3,03 м запас устойчивости составит: 3,19-3,03 = 0,16 м, что составит 0,16/1,4142 = 11% хорды эквивалентного крыла.

При предельной передней центровке 2,82 м запас устойчивости составит: 3,19-2,82 = 0,37 м, что составит 0,37/1,4142 = 26% хорды эквивалентного крыла.

Вариант: 10/11​

К = 1 + 0,07 х 2 / (0,9 + 0,2 х 1/4,1) х (1 – 0,02 х 10/11) = 1,2237932

Хэкв = 4,1 / 1 + 10/11 х 1,2237932 – 10 + 11 / 4 х √10^2 + 11^2 = 1,59 м.

Точка 0,25% Всах переднего крыла имеет координату 1,35 м по продольной оси, соответственно носок эквивалентного крыла будет иметь координату 1,35 + 1,59 = 2,94 м.

0,25% Всах эквивалентного крыла крыла будет иметь координату: 2,94 + 1,4126*0,25 = 3,29 м.

При предельной задней центровке 3,03 м запас устойчивости составит: 3,29-3,03 = 0,26 м, что составит 0,26/1,4126 = 18% хорды эквивалентного крыла.

При предельной передней центровке 2,82 м запас устойчивости составит: 3,29-2,82 = 0,47 м, что составит 0,47/1,4126 = 33% хорды эквивалентного крыла.

Буду крайне благодарен за указание на ошибки и неточности.

 

[KAA]

Запас устойчивости излишне велик.

 

[Сергей Кувшинов]

Запас устойчивости излишне велик.

Добрый день Алексей!

В варианте10/10 запас устойчивости 11-26% САХэкв. Разве многовато?

Вариант 10/11 считал в стремлении увеличить площадь крыла с целью снизить скорость сваливания и посадочную скорость.

Изделие поисковое, без ярко выраженной социальной направленности и социальной роли. Но совершенно точно то, что это не акробатический самолет. Стремление к увеличению взлетного веса, площади крыла, плеча управляющих поверхностей подчинено единой системной цели - устойчивость. Устойчивость в приземном слое, в наиболее широком диапазоне метеоусловий, с пилотом более чем средней квалификации. Другими словами изделие должно летать как "утюг", прямолинейно и надежно.

Единственной ясно понимаемой мной целью создания изделия, является системная эмергентность, то есть попытка получения новых полезных свойств системы как следствие наличия слабо исследованных комбинаций углов установки и углов стреловидности каждой плоскости крыльев независимо друг от друга, под управлением пилота и системы управления самолетом.

Так же родственной целью является создание ЛА с возможностью изменения его ЛТХ путем быстрой замены владельцем плоскостей крыла с различной площадью, формой, аэродинамическим профилем и типом механизации.

 

[planetaSchelezjaka]

комбинаций углов установки и углов стреловидности каждой плоскости крыльев независимо друг от друга, под управлением пилота и системы управления самолетом.

А зачем такое, для "утюга"?

 

[Сергей Кувшинов]

А зачем такое, для "утюга"?

Все дело в некоторой замысловатости мотивов подвигших меня к созданию эскиза аэромобиля.

Базовым мотивом являлось желание выяснить причину столь «сложной судьбы» аэромобилей, разрабатываемых энтузиастами в течении более чем ста лет. Желание узнать причину их столь витиеватых инженерных решений, стойкого нежелания применить в создании аэромобиля чистый и непритязательный Здравый Смысл.

За те несколько месяцев, истраченных мной на формализацию и документирование предшествующих многолетних размышлений об аэромобиле, удовлетворить это желание не представилось возможным.

На данный момент убедительной технической причины невозможности существования аэромобиля обнаружить не удалось. Буду благодарен за указание на таковую.

О социальной основе злоключений в судьбе аэромобиля написано уже немало, не станем повторяться.

Вторичным мотивом явилось желание привнести в конструкцию аэромобиля решения обогатившие авиа и автостроение за последние несколько десятков лет, как то углепластики и гибридные силовые установки, так и трансформируемые в зависимости от условий полета аэродинамические поверхности.

Многообразие комбинаций углов установки и углов стреловидности плоскостей крыльев предполагается систематизировать применением системы управления самолетом с перемещением плоскостей посредством электрического привода с обратной связью по положению (сервоприводом) в составе электродистанционной системы управления (ЭДСУ).

Представляется, что привнесение в конструкцию аэромобиля этих решений позволит компенсировать его родовые пороки (вес автомобильного шасси) и заметно снизить требования к уровню квалификации пилота.

 

[planetaSchelezjaka]

Многообразие комбинаций углов установки и углов стреловидности плоскостей крыльев предполагается систематизировать применением системы управления самолетом с перемещением плоскостей посредством электрического привода с обратной связью по положению (сервоприводом) в составе электродистанционной системы управления (ЭДСУ).

Представляется, что привнесение в конструкцию аэромобиля этих решений позволит компенсировать его родовые пороки (вес автомобильного шасси) и заметно снизить требования к уровню квалификации пилота.

Я, только об этом... И кроме ЭДСУ ещё и "компухтер" придётся вставить с множеством экспериментов, для согласования ваших "хотелок" - аэродинамика - "капризная девушка". 😉

 

[Ромашчандр]

решения обогатившие авиа и автостроение за последние несколько десятков лет, как то углепластики и гибридные силовые установки, так и трансформируемые в зависимости от условий полета аэродинамические поверхности.

Нет ни одного самолёта с полностью поворотным крылом, самолёты с изменяемой стреловидностью только сверх звуковые, как потом оказалось можно делать самолёты с лучшими характеристиками и без изменяемой стредовидности.
Гибридных установок в авиации нет.

что привнесение в конструкцию аэромобиля этих решений позволит компенсировать его родовые пороки (вес автомобильного шасси)

Усиление узлов отвечающих за поворот крыла и за изменяемую стредовидность и за то чтобы все эти прибамбасы не сложились в одну кучу - увеличит вес, не скомпенсирует.
Эдсу, сервомоторы... Ооо, представляете сколько нужно будет сервомоторов на четыре крыла. И будут они не легенькими, а очень даже тяжёлыми - целое крыло воротить.