Постройка самолёта PJ-II.
Вот и я не понимаю предпраздничных нападок ТС :-?hasan сказал(а):
К расчету Жоржа не имею никакого отношения - в сообщении №407 дал только ссылку на его труд по просьбе других участников форума.
ТС, не ознакомившись с документом, развел тут какую-то бодягу вокруг того, что не противоречит правилам форума.
Да простит меня Жорж и форум, что я поминаю этого экс-участника нормальным словом: вот две странички из его труда - для тех, кто ищет кримирал, и тех, кто ищет пользу.
Заголовок труда : "Мото-вентиляторная установка самолета PJ-II"
На этом заканчиваю эту "эпопею".
"This is one of the examples I always like to use. Despite being in the same power and weight class as most twins, it can climb at substantially higher rates. Even though it has a very small wing area. The predicessor was also said to have excellent acceleration despite rather low power.... so fans do have an advantage when it comes to climb and acceleration. Substantial advantage in climb, almost to an unbelievable level. "
-так пишут про ФАНТРЕЙНЕР,с вентиляторным движителем...
hasan сказал(а):
-на чукоцком будет=вентиляторный привод даёт больше ускорение и набор высоты чем у подобных самолётов без тоннели...
=360000$,
" Aspect ratio: 6.8:1
Airfoil: Eppler 502
Empty weight: 1,160 kg (2,557 lb)
Max takeoff weight: 2,300 kg (5,071 lb)
Powerplant: 1 [ch215] Allison 250 C30 turboshaft, 480 kW (650 shp)
Propellers: 5-bladed constant-speed ducted fan, 1.2 m (3 ft 11 in) diameter [6]
Performance
Maximum speed: 417 km/h (259 mph; 225 kn) at 5,490 m (18,010 ft)
Cruising speed: 230 km/h (143 mph; 124 kn) at 3,050 m (10,010 ft)
Never exceed speed: 555 km/h (345 mph; 300 kn)
Range: 1,037 km (644 mi; 560 nmi)
Endurance: 4 hr 6 min
Service ceiling: 7,620 m (25,000 ft)
g limits: +6/-3 G
Rate of climb: 15 m/s (3,000 ft/min)
"
=15 м/сек.
=417 км/ч
KAA
Ненавижу Солидворкс!
- Откуда
- Россия, Казань
Спасибо! Вот он, ключ к проектированию импеллерных СУ, пусть и по неправильным книгам! 😉
17 Марта 2015г первый раз поднялся в воздух самолёт PJ-II!
Но пока всё по порядку:
Первые пробежки по ВПП были проведены 13 Марта. Сильный боковой ветер(10м/с) не позволил совершить "прыжки". Было решено ограничиться скоростными пробежками с убраной механизацией крыла. Разгонялись до 100-110км/ч. На этой скорости самолёт начинал "взбухать" даже с убраными закрылками. Не смотря на сильный боковой ветер(с порывами до 12м/с) самолёт уверено держал осевую ВПП. Торможение было хорошее(вплоть до небольшого) юза основных колёс.
Но пока всё по порядку:
Первые пробежки по ВПП были проведены 13 Марта. Сильный боковой ветер(10м/с) не позволил совершить "прыжки". Было решено ограничиться скоростными пробежками с убраной механизацией крыла. Разгонялись до 100-110км/ч. На этой скорости самолёт начинал "взбухать" даже с убраными закрылками. Не смотря на сильный боковой ветер(с порывами до 12м/с) самолёт уверено держал осевую ВПП. Торможение было хорошее(вплоть до небольшого) юза основных колёс.
Вложения
Доклад лётчика-испытателя:
---------------------------------------------------------------------------------
Конструкция самолета.
Двухместный цельнокомпозитный моноплан выполнен по интегральной схеме по аналогии с современными военными самолетами - истребителями.
Расположение экипажа - продольное.
Стреловидное крыло с толстым ламинарным профилем имеет корневой наплыв. Безщелевой закрылок с электроприводом имеет положения: 0, 10, 20 и 35 градусов. На концах крыла расположены элероны.
Хвостовое оперение имеет два киля с небольшой стреловидностью и неподвижные стреловидные стабилизаторы. Рули высоты отклоняются вверх на 24 градуса и вниз на 19 градусов.
Все рулевые поверхности имеют боуденовую проводку, надежно зарекомендовавшую себя на зарубежных легких самолетах.
Силовая установка состоит из поршневого двигателя Шевроле мощностью 400 л.с., расположенного в центроплане, и двух пятилопастных импеллеров, приводимых во вращение индивидуальными карданами в собственных воздушных каналах. Выхлопная система выводится внутрь прямоугольных воздухозаборников. Выходные сопла импеллеров нерегулируемые, с небольшой отрицательной конусностью.
Полые углепластиковые лопатки импеллеров со стальной защитой передней кромки выполнены с использованием уникальной технологии и имеют массу не более 150 граммов, что надежно предотвращает повреждение воздушного канала в случае их разрушения.
Шасси трехопорное, неубираемое, с амортизированной самоориентирующийся передней стойкой. Амортизация основных стальных опор осуществляется за счёт их упругости. Основные колеса оборудованы дифференциальными дисковыми гидравлическими тормозами с приводом от нажимных педальных площадок.
Летная оценка.
Кабина самолета выполнена эргономично. Задний фонарь на первом этапе исследований зашит непрозрачным материалом. Обзор вперед из задней кабины обеспечивается через переднюю кабину. Замок фонаря в закрытом положении следует оборудовать дополнительным фиксатором.
Вход в кабину удобный. Обзор из передней кабины вперед и в стороны хороший. Целесообразно оборудовать переднюю обечайку козырька изогнутыми металлическими зеркалами для обзора задней полусферы по аналогии с прототипами.
На приборной доске расположен центральный комбинированный электронный индикатор пространственного положения с индикацией курса, тангажа, прямой индикацией крена, индикацией скорости, высоты полета и параметров работы силовой установки. Слева и справа верхней части приборной доски установлены дублирующие механические указатели скорости и высоты.
На нижнем образе приборной доски расположены кнопки - лампы управления закрылками и электрические выключатели систем самолета. Расположение приборов удобное.
Ручка управления имеет свободный ход по тангажу и слегка ограниченный ногами летчика ход по крену. На её рукоятке расположен курковый ползунок продольного триммера и красная кнопка радиостанции. Рекомендуется перенести управление триммером на верхний торец рукоятки, а черную кнопку рации расположить левее ползунка триммера.
Педали имеют достаточный ход. Для использования тормозов требуется перенос ног вверх на тормозные площадки, вследствие чего не обеспечен контакт ног с поверхностью пола на разбеге и пробеге.
Кресло удобное, оборудовано поясными и плечевыми привязными ремнями. Использование индивидуальных парашютов не предусмотрено.
Пробежки.
Пробежки выполнялись 16 марта 2015 года на БВПП с курсом 90 градусов. Метеоусловия: температура воздуха + 5 градусов Цельсия, ветер 70 градусов 10 -12 м/сек.
Запуск холодного двигателя осуществлялся с предварительной 5 с. холодной прокруткой с открытым обогащением и включенным электробензонасосом.
Запуск теплого двигателя производился при включенном зажигании с открытием обогатителя смеси после первых вспышек.
Звук работы двигателя в кабине тихий. Обеспечены переговоры экипажа без использования СПУ.
Перед увеличением мощности двигателя до взлетной требуется проверить отсутствие посторонних предметов и камней под самолетом во избежание их попадания в воздушные вихри перед воздухозаборниками. Руление выполнялось с использованием дифференциального торможения. Тормозные площадки педалей практически неподвижны, что воспринимается положительно.
Разбег.
Рули направления приобретают эффективность уже в начале разбега. Потребные отклонения педалей при этом менее 1/4 полного хода.
При достижении путевой скорости 65 км/час с разгруженной передней стойкой отмечено возникновение
автоколебаний "шимми" носового колеса, что потребовало прекращение разбега. Торможение на пробеге эффективное.
Для продолжения программы испытаний в конструкцию поворотного узла передней стойки добавили фиксатор нейтрального полжения.
Дальнейшие испытания производились 17 марта 2015 года на БВПП с курсом 90 градусов. Метеоусловия: температуре воздуха + 3 градуса Цельсия, ветер 80 градусов 13 м/сек с порывами до 18 м/сек.
Разбег выполнялся с выпущенными на 10 градусов закрылками. На разбеге с зафиксированной передней стойкой путевое управление практически не отличалось от обычного, движение самолета устойчиво. Колебания "шимми" отсутствовали. При достижении приборной скорости 110 км/час при полном отклонении ручки управления на себя произошел подъем передней стойки с последующим отделением самолета от БВПП на 0,5 м. Отсутствие разбега с понятым носом объясняется более задним расположением основных опор шасси по отношению к расчетному. В результате был выполнен подлёт с последующим уменьшением мощности двигателя. В воздухе самолет устойчив, управление по всем каналам нормальное. Этап выдерживания на режиме малого газа занимает длительное время, что связано с влиянием экрана земли. Для сокращения этого участка были полностью убраны закрылки. Плавная уборка закрылков не повлияла на продольную балансировку. Касание произошло плавно, без провалов, амортизация шасси достаточная. Запас хода ручки на касании около 30 процентов. На пробеге самолет устойчив. Торможение эффективное, с достаточным запасом до полного обжатия.
Полет.
По результатам подлета было принято решение на выполнение первого полета. Взлетный вес - 1270 кг, включая летчика 80 кг и топливо 100 кг. Перед взлетом самолет вручную выставили по курсу ВПП.
Разбег.
В начале разбега тяга двигателя увеличивалась постепенно во избежание попадания в воздухозаборники мелких камней с БВПП.
Разбег до подъема передней стойки производился с полным отклонением ручки на себя. Отделение самолета от ВПП произошло на приборной скорости 110 км/час. При этом дистанция разбега составила 450 метров. В воздухе самолет устойчив. Чувствительность управления аналогична другим пилотажным самолетам.
Набор высоты.
Перевод самолета в набор высоты осуществлялся после выдерживания на высоте 5 метров с разгоном скорости 170 км/час. В процессе перевода в набор высоты отмечено энергичное увеличение скорости до 200 км/час.
При нейтральном положении триммера руля высоты тянущие усилия на ручке управления независимо от скорости составляли около 2 кг. Полное отклонение триммера на себя сняло эти усилия. Управление по всем каналам комфортное. В наборе высоты двигатель работает устойчиво.
Полет по кругу.
Горизонтальный полет осуществлялся на приборной скорости 170 -180км/час. При уменьшении скорости менее 150 км/ час отмечено некоторое ухудшение обзора вперед. Изменение режима работы двигателя на балансировку не влияет.
Заход на посадку.
Полет до четвертого разворота производился на скорости 170 км/час.
В процессе четвертого разворота скорость была уменьшена до 150 км/час для выпуска закрылков. Выпуск закрылков в посадочное положение происходит плавно и не вызывает заметной продольной перебалансировки.
С выпущенной механизацией на глиссаде снижения самолет сохраняет устойчивость и эффективную управляемость по всем каналам.
Посадка.
Выравнивание начиналось на высоте 7 - 8 метров на скорости 140 - 150 км/час. Расходы ручки небольшие. Сохраняется хорошая эффективность путевого управления. В процессе выдерживания заметно ощущается эффект экрана земли.
Отклонение ручки на себя при касании ВПП на скорости 100 км/час по прибору составляло около 2/3 от полного хода, с запасом около 30 процентов. Пробег на двух колесах нормальный. Опускание носа плавное, с небольшим добором ручки на себя. Торможение эффективное. При половине обжатия тормозов пробег по ВПП составлял 300 метров.
Конвейер.
В процессе пробега производилась перестановка закрылков в положение 10 градусов с одновременным увеличением мощности двигателя до взлетной. Перебалансировка отсутствовала. Дальнейшие действия не отличались от действий на взлете.
Определение характеристик устойчивости и управляемости.
На всех выполненных режимах полета самолет сохранял хорошую устойчивость. Реакция на импульсы рулями по трем каналам обычная и особенностей не имеет. Демпфирование хорошее. Импульс рулями направления вызывал два затухающих колебания по рысканию с незначительными по крену.
Реакция по крену на отклонение педалей прямая, достаточная. Пропорциональность управления в каналах крена и тангажа правильная. На скорости 170 км/час при полном отклонении педали потребовалось полное отклонение ручки в противоположную сторону. Крен при этом составлял около 30 градусов. Заметные вибрации отсутствовали.
2
Разгоны и торможения.
Приёмистость двигателя при увеличении его мощности до взлетной составляла менее одной секунды. Начало разгона энергичное.
В процессе разгона в горизонтальном полете на высоте 250 метров по мере увеличения скорости на ручке управления возникают небольшие давящие усилия. Максимальная приборная скорость в горизонтальном полете на высоте 250 метров при полной мощности двигателя составила 250 км/час. Значительных изменений в нагрузке на рули и посторонних вибраций не отмечено. Самолет сохраняет хорошие устойчивость и управляемость. Параметры работы двигателя сохранялись в заданном диапазоне. В случае реализации уборки шасси и при условии отсутствия раскрутки двигателя максимальная скорость горизонтального полета предположительно достигнет около 300 км/час.
При уменьшении мощности двигателя до малого газа в начале торможения отмечено небольшое уменьшение кабрирующего момента момента, не влияющее на пилотирование.
Торможение происходит плавно.
Определение характеристик сваливания.
Характеристики сваливания в полете проверялись только в конфигурации с убранными закрылками, так как отсутствовали расчетные данные по прочности закрылков в выпущенном положении в процессе возможного разгона со снижением при выводе из сваливания.
Торможение в горизонтальном полете на скорости менее 140 км/час производилось с выдерживанием крена с помощью педалей. Потребный ход педалей при этом составил до 2/3 от полного хода. На скорости 117 км/час при полном отклонении ручки управления на себя произошло сваливание на нос с уменьшением тангажа на 15 градусов и незначительным кренением до 10 градусов вправо. Потеря высоты на вывод из сваливания не превышала 20 метров. В процессе увеличения угла атаки на торможении и в процессе сваливании двигатель работал устойчиво.
Определение взлетно - посадочных характеристик.
С целью определения ВПХ и влияния на них увеличения взлетно - посадочной массы также производились полеты с двумя членами экипажа ( с летчиками, имеющими достаточный опыт полетов на самолетах Як 52 ). При этом для первых полетов выбирался летчик с меньшим весом. С одним пилотом дистанция разбега составила около 450 метров, а пробега - около 300 метров. Наличие второго члена экипажа увеличивает скорости отрыва и касания на величину около 7 км/час, а также увеличивает взлетную и посадочную дистанции на величину не более 100 метров. Результаты объективного контроля выполнения этих режимов находятся в процессе обработки и будут приложены позднее. При полетах в штиль следует расчитывать увеличение указанных дистанций.
Выводы.
1. Самолет выполнен с использованием разработанной уникальной для Росси технологии, позволяющей создавать аэродинамически точную летающую копию в любом масштабе любого реактивного самолета от истребителя до тяжелого аэробуса. В представленном варианте реплики двухместного реактивного истребителя самолет позволяет успешно и безопасно выполнять полет как с одним так и с двумя членами экипажа.
2. Обзор из кабины и ощущение полета соответствует известным прототипам вплоть до имитации посадки на палубу авианосца после доработки шасси.
3. Устойчивость и управляемость самолета по всем каналам хорошие на всех этапах полета во всем проверенном диапазоне скорости установившегося горизонтального полета от 117 до 250 км/час,
4. Сваливание самолета из прямолинейного горизонтального полета происходит по прямой, без тенденции к входу штопор.
5. Взлетно - посадочные характеристики самолета позволяют эксплуатировать его с БВПП длиной 1300 метров.
6. В выполненных полетах по программе конструкторских испытаний полностью подтверждены летные характеристики летающей модели, предварительно выполненной в масштабе 1/4 , в том числе высокая несущая способность крыла и правильность выбора его профилей, что позволило иметь бессрывный характер обтекания элеронов на крыле без предкрылка вплоть до прямого сваливания. Подтверждено соответствие аэродинамики и правильность выбора схемы и углов отклонения всех рулей и механизации крыла.
7. Для продолжения летных исследований целесообразно выполнить следующие мероприятия:
- перенести основные опоры шасси вперед на расчетное расстояние,
- установить гаситель колебаний колеса передней стойки,
- доработать электропривод закрылков для исключения его перегрузки при работе,
- установить фиксатор замка фонаря в закрытом положении,
- установить фиксатор открытого положения фонаря,
- оттарировать датчики температуры двигателя и топливо мера,
- установить акселерометр на приборную доску,
- по возможности, опустить педали ближе к полу кабины,
- обработать и систематизировать в таблицу данные объективного контроля по выполненным взлетам и посадкам ( значения приборной и спутниковой скорости отрыва и касания, время и дистанции разбега и пробега ), составить таблицу потребной длины БВПП для взлета и посадки с различной массой самолета и различным встречным ветром.
- измерить и составить таблицу силы сопротивления качению самолета по БВПП с различными значениями взлетной массы для расчета продольного ускорения на разбеге,
- уточнить допустимое значение нормальной перегрузки для определения маневренных характеристик самолета,
- измерить точное значение статической тяги силовой установки,
- рассмотреть возможность ввода части поверхности рулей направления в зону струи импеллеров.
8. Проект конструкторского коллектива имеет значительные перспективы с точки зрения спроса на рынке легких самолетов, а также для снижения затрат при испытания новой дорогостоящей авиационной техники и представляет собой заметный технологический прорыв в развитии российского авиастроения.
Разгоны и торможения.
Приёмистость двигателя при увеличении его мощности до взлетной составляла менее одной секунды. Начало разгона энергичное.
В процессе разгона в горизонтальном полете на высоте 250 метров по мере увеличения скорости на ручке управления возникают небольшие давящие усилия. Максимальная приборная скорость в горизонтальном полете на высоте 250 метров при полной мощности двигателя составила 250 км/час. Значительных изменений в нагрузке на рули и посторонних вибраций не отмечено. Самолет сохраняет хорошие устойчивость и управляемость. Параметры работы двигателя сохранялись в заданном диапазоне. В случае реализации уборки шасси и при условии отсутствия раскрутки двигателя максимальная скорость горизонтального полета предположительно достигнет около 300 км/час.
При уменьшении мощности двигателя до малого газа в начале торможения отмечено небольшое уменьшение кабрирующего момента момента, не влияющее на пилотирование.
Торможение происходит плавно.
Определение характеристик сваливания.
Характеристики сваливания в полете проверялись только в конфигурации с убранными закрылками, так как отсутствовали расчетные данные по прочности закрылков в выпущенном положении в процессе возможного разгона со снижением при выводе из сваливания.
Торможение в горизонтальном полете на скорости менее 140 км/час производилось с выдерживанием крена с помощью педалей. Потребный ход педалей при этом составил до 2/3 от полного хода. На скорости 117 км/час при полном отклонении ручки управления на себя произошло сваливание на нос с уменьшением тангажа на 15 градусов и незначительным кренением до 10 градусов вправо. Потеря высоты на вывод из сваливания не превышала 20 метров. В процессе увеличения угла атаки на торможении и в процессе сваливании двигатель работал устойчиво.
Определение взлетно - посадочных характеристик.
С целью определения ВПХ и влияния на них увеличения взлетно - посадочной массы также производились полеты с двумя членами экипажа ( с летчиками, имеющими достаточный опыт полетов на самолетах Як 52 ). При этом для первых полетов выбирался летчик с меньшим весом. С одним пилотом дистанция разбега составила около 450 метров, а пробега - около 300 метров. Наличие второго члена экипажа увеличивает скорости отрыва и касания на величину около 7 км/час, а также увеличивает взлетную и посадочную дистанции на величину не более 100 метров. Результаты объективного контроля выполнения этих режимов находятся в процессе обработки и будут приложены позднее. При полетах в штиль следует расчитывать увеличение указанных дистанций.
Выводы.
1. Самолет выполнен с использованием разработанной уникальной для Росси технологии, позволяющей создавать аэродинамически точную летающую копию в любом масштабе любого реактивного самолета от истребителя до тяжелого аэробуса. В представленном варианте реплики двухместного реактивного истребителя самолет позволяет успешно и безопасно выполнять полет как с одним так и с двумя членами экипажа.
2. Обзор из кабины и ощущение полета соответствует известным прототипам вплоть до имитации посадки на палубу авианосца после доработки шасси.
3. Устойчивость и управляемость самолета по всем каналам хорошие на всех этапах полета во всем проверенном диапазоне скорости установившегося горизонтального полета от 117 до 250 км/час,
4. Сваливание самолета из прямолинейного горизонтального полета происходит по прямой, без тенденции к входу штопор.
5. Взлетно - посадочные характеристики самолета позволяют эксплуатировать его с БВПП длиной 1300 метров.
6. В выполненных полетах по программе конструкторских испытаний полностью подтверждены летные характеристики летающей модели, предварительно выполненной в масштабе 1/4 , в том числе высокая несущая способность крыла и правильность выбора его профилей, что позволило иметь бессрывный характер обтекания элеронов на крыле без предкрылка вплоть до прямого сваливания. Подтверждено соответствие аэродинамики и правильность выбора схемы и углов отклонения всех рулей и механизации крыла.
7. Для продолжения летных исследований целесообразно выполнить следующие мероприятия:
- перенести основные опоры шасси вперед на расчетное расстояние,
- установить гаситель колебаний колеса передней стойки,
- доработать электропривод закрылков для исключения его перегрузки при работе,
- установить фиксатор замка фонаря в закрытом положении,
- установить фиксатор открытого положения фонаря,
- оттарировать датчики температуры двигателя и топливо мера,
- установить акселерометр на приборную доску,
- по возможности, опустить педали ближе к полу кабины,
- обработать и систематизировать в таблицу данные объективного контроля по выполненным взлетам и посадкам ( значения приборной и спутниковой скорости отрыва и касания, время и дистанции разбега и пробега ), составить таблицу потребной длины БВПП для взлета и посадки с различной массой самолета и различным встречным ветром.
- измерить и составить таблицу силы сопротивления качению самолета по БВПП с различными значениями взлетной массы для расчета продольного ускорения на разбеге,
- уточнить допустимое значение нормальной перегрузки для определения маневренных характеристик самолета,
- измерить точное значение статической тяги силовой установки,
- рассмотреть возможность ввода части поверхности рулей направления в зону струи импеллеров.
8. Проект конструкторского коллектива имеет значительные перспективы с точки зрения спроса на рынке легких самолетов, а также для снижения затрат при испытания новой дорогостоящей авиационной техники и представляет собой заметный технологический прорыв в развитии российского авиастроения.
S
SVD
Поздравляю Вас, молодцы.
Yakovlyev
Я умею строить самолеты!
- Откуда
- Київ, Україна
Поздравляю!
На полосе самолет выглядит просто шикарно! Успехов в доводке самолета.
На полосе самолет выглядит просто шикарно! Успехов в доводке самолета.
Similar threads
