Проект "САРГАН"

R

rtyuiop.4000

Самый обычный тянущий винт, установленный там, где у свиньи пятачок, интерферирует с остальными частями тела самолета оченьдаже полезно. Все остальные схемы одномоторных ЛА не ведут к улучшению ЛТХ
ага, а скоростной закрученный вихрь от винта продолжит "тереться" об весь фюз после "пятачка" Ни о какой ламинириазии погран слоя и речи нет.. Их двух аналогичных самолетов, самолет с грамотно расположенным тянущим винтом будет иметь меньшее лобовое сопротивление в моторном полете
 

FT

Я люблю строить самолеты!
Александр,

а что дали результаты продувок или мат.модели ?
 

FT

Я люблю строить самолеты!
Настевичу,

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

Denis

Я люблю самолеты!
Самый обычный тянущий винт, установленный там, где у свиньи пятачок, интерферирует с остальными частями тела самолета оченьдаже полезно. Все остальные схемы одномоторных ЛА не ведут к улучшению ЛТХ
ага, а скоростной закрученный вихрь от винта продолжит "тереться" об весь фюз после "пятачка" Ни о какой ламинириазии погран слоя и речи нет..
А ее и не нужно. :craZy
 
R

rtyuiop.4000

Convair B-36. Инженеры не были тупы. Толкающие винты примененены для уменьшения сопротивления крыла.
Дорнье -335 скорость на одном двигателе была больше в варианте-передний выключен, задний толкает. причем на солидную цифру
 

Denis

Я люблю самолеты!
Тупость инженеров Convair была обнаружена уже в процессе испытаний B36. Военные проекты в авиации весьма часто отличаются посредственностью и тупостью, даже в США. 
Самолетов с толкающими винтами, на которых достоверно получено хоть какое-нибудь повышение пропульсивного КПД и, соответственно, летных характеристик именно из-за этого технического решения, до сих пор не появилось.   
 
R

rtyuiop.4000

Тупость инженеров Convair была обнаружена уже в процессе испытаний B36
Хм..
Б-36  21 000 л.с, площадь крыла 443 м2, скорость  613км/ч(на 7600м, без дополнительных ТРД)
Ту-95  60 000 л.с площадь  283 м2 cкорость 920 км/ч(на 7000м)

Относительное изменение мощности СУ по высоте полагаю также примерно одинаково у обоих машин.

А теперь, что мы имеем? Самолет с площадью крыла в 443 м2 против 283 м2, мощностью СУ в 3 раза меньше, отстает всего лишь на 307км/ч. Плюс смачиваемая площадь фюзеляжа Б-36 в 1,8 больше чем у худого Ту-95( диаметр 3,8  м против 2.9м при примерно одинаковой длине( 49м против 46м) . Учтем еще, что 4 ТВД Ту-95 выдавали не менее 5-6 тонн чисто реактивной тяги
  Кто тупее?
переверни на Ту-95 движки, и своих 920 км. он достигал бы при 30000 л.с, а не 60000 лс. ИМХО.
Хотя с твд такой вариант сложнее провернуть.
 

Denis

Я люблю самолеты!
Сравнивать В-36 с Ту-95 наверняка не нужно.  В-36 сгорит от стыда в своем бензине. Для того, чтобы Ту-95 делал те же 613км/ч на той же высоте, ему понадобилась бы мощность около 20000л.с, чуть более, чем мощность одного из его четырех моторов. И эта цифра взята в предположении, что означенном диапазоне скоростей КПД винтов и вредное сопротивление самолета постоянны. В действительности на 920км/ч КПД винтов значительно ниже максимального, из-за большого числа М, по той же причине волновое сопротивление вносит значительный вклад в общую сводку сопротивлений. Скорость для максимальной дальности Ту-95, если я не ошибаюсь, близка к 700км/ч, когда эффект сжиаемости еще не проявляется, а КПД винтов достигает максимума.  При этом моторы НК-12 должны работать на режиме примерно 50% мощности, а возможно и меньше, в зависимости от высоты и полетной массы.   

Однако Ту-95 тоже далеко не шедевр инженерного искусства.

Любой стратегический бомбардировщик сгорит от стыда в своем топливе перед хорошим пассажирским самолетом.

Пределом совершенства четырехмоторных поршневых дальнемагистральных лайнеров был Дуглас DC-7C Seven Seas. Название говорит само за себя.
Этот самолет имел 4 мотора по 3400л.с.,  максимальная крейсерская скорость 654км/ч (4 х 2400л.с, 6614м) нормальный крейсер 578км/ч (4 х 1800л.с.),  эксплуатационный потолок 8656м, дальность 9012км.
Максимальное число пассажиров 105  (по другисм данным 110).
Скорость минимального расхода топлива 440км/ч против 370км/ч у В-36.      
Весовая отдача этого самолета такая же как у турбовинтового Ил-18, а километровый расход топлива почти в 1.5 раза ниже чем у него и практически такой же как у современных тяжелых самолетов с турбовентиляторными двигателями с большой степенью двухконтурности.
КПД винтов у таких самолетов на крейсерских режимах составлял 88-92%, а кроме того, аэродинамическое качество повышалось еще на 5-15% (в зависимости от режима), именно за счет обдува части крыла той самой турбулентной струей от винтов. Этот обдув повышает подъемную силу крыла и снижает потребный угол атаки и вместе с ним потребный Су необдуваемых участков крыла.
На максимальной крейсерской скрости, которая превышает наивыгоднейшую на 20-30% доля индуктивного сопротивления значительно меньше, однако при этом  Су и Сх обдуваемых участков возрастают примерно одинаково и аэродинамическое качество, по крайней мере, не изменяется. 

Напротив, КПД толкающих винтов всегда ниже, чем у изолированных, за счет попадания на них турбулетного следа, сходящего с крыла и/или других впереди летящих частей тела самолета, а эффект повышения несущих свойств крыла и снижения индуктивного сопротивления отсутствует, поскольку нет обдува.

Первым результатом установки толкающих винтов на В-36 был оглушительный грохот, напоминающий орудийную канонаду, который происходил именно от пересечения лопастями винтов вихревой дорожки, сходящей с задней кромки крыла.  Этот самолет в полете узнавался именно по страшному шуму, никак не сравнимому с шумом любого другого тяжелого поршневого самолета.
 

Shuvalov

Я люблю строить самолеты!
Откуда
Харьков
Stoll писал(а) 07.10.11 :: 22:02:43:
Там закрылок под лопастями-ниже не получится


Я вижу, что там закрылок щиток. Ни кто не мешает подать движок на 500мм назад, будет только лучше. 


На самолете применен именно закрылок, а не щиток.

Воздушный винт находится над осью вращения закрылка с зазором 50...70 мм.

Подать движок назад и опустить вниз - худшее решение.
Во-первых, винт попадает в аэродинамический след от несущего фюзеляжа. Упадет к.п.д. винта, возрастут шум и вибрации,
Во-вторых, ухудшится аэродинамика задней верхней части самого несущего фюзеляжа.
В-третьих, в лопасти винта начнет попадать все, что передняя опора шасси поднимет с поверхности ВПП (про гидровариант я пока умолчу).
И еще усложняется конструктивно-силовая схема и разваливается уже выверенная центровка.      


Самолет может иметь вполне отличный вид, если интегрировать позорный пилон с движком и фюзеляж в одно целое, причем движок нужно опустить гораздо ниже, практически до горизонтали фюза
На практике получается хуже...
 
R

rtyuiop.4000

Любой стратегический бомбардировщик сгорит от стыда в своем топливе перед хорошим пассажирским самолетом.

Пределом совершенства четырехмоторных поршневых дальнемагистральных лайнеров был Дуглас DC-7C Seven Seas. Название говорит само за себя.

Не надо юлить уважаемый. Дуглас быстрее на 40км/ч потому что, площадь его крыла 152м 2, против 443м2 у В-36(разница в 2,9 раза!!!) . а мощность 13600 против 21000л(разница в 1,54) .  Б-36 благодаря толкающим винтам порвал все ваши тянущие образцы . Его Сх в 1,3-1,5 раза меньше чем у любого 4-6 моторного поршневика.
 

Denis

Я люблю самолеты!
Правильный расчет покажет, что никто иной как DC-7C порвал вообще все  многомоторные поршневые самолеты и все большие турбовинтовые с прямым крылом, кроме только одного Ан-10 (мировой рекорд скорости в своем классе 730км/ч).
Сравнение только Сх  и нагрузки мощности на площадь крыла здесь некорректно.

Для того, чтобы получить еще лучшие результаты, нужно добиться чтобы работающая СУ не только эффективно создавала тягу, но и уменьшала аэродинамическое сопротивление всего ЛА на еще большую величину, чем это уже достигнуто в традиционных схемах с тянущими винтами. 

Сейчас исследуют несколько технических решений (кильватерный винт, глотатель погранслоя, движитель Голдшмида), связанных с установкой движителей в хвосте фюзеляжа или в задней части хорды крыла, которые обещают такой эффект. Однако, до практических результатов, подтвержденных в натурных испытаниях, дело не дошло. 
 

Shuvalov

Я люблю строить самолеты!
Откуда
Харьков
Я большой противник подобной схемы
Спасибо, Юрий! Судя по этим словам и аргументам, схема для тебя не новая и достаточно всесторонне проанализирована.
1. Экипаж расположен далеко впереди центра тяжести самолета. При полете с одним или двумя пилотами разница в положении центра тяжести будет значительной, что потребует увеличенной площади ГО. Это добавляет сопротивления и веса.
Это действительно, на первый взгляд, серьезный недостаток схемы. Более того, первые эскизы самолета были выполнены с учетом того, чтобы аэродинамические фокусы (АФ) несущего фюзеляжа и  консолей совпадали и экипаж был расположен в зоне центра масс.
Но при этом самолет не получался, то есть получался? но с ужасным дизайном -  "гадкий утенок" и все тут.
Потом появились идеи, прикидки, расчеты.
Смысл их в чем. Фюзеляж то - несущий, и берет на себя (при эллиптическом распределением ПС по размаху) примерно две трети подъемной силы. Поэтому если сдвигать фюзеляж вперед, он потянет вперед не только ЦМ, но и АФ.
Идеи идеями, расчеты расчетами, но более точные продольные характеристики были получены в ходе продувок, по результатом которых стало ясно, что все не так плохо, как кажется на первый взгляд.
Есть еще два конструктивных мероприятия, которые минимизируют указанный недостаток. Они усложняют конструкцию, но ненамного. Выигрышей, на мой взгляд и по расчетам,  больше.

По другим аргументам выскажусь позже... 
 

Denis

Я люблю самолеты!
Все очень плохо.

Несущий фюзеляж не аргумент. Любой фюзеляж является несущим, т.к. часть крыла, перекрытая фюзеляжем создает подъемную силу и распределение циркуляции по размаху при рациональном сопряжении поверхностей весьма мало отличается от такового для изолированного крыла.
Однако, интегральные компоновки с развитым центропланом, к которым относится и рассматриваемая здесь схема, значительно проигрывают традиционной схеме всегда, когда для размещения полезной нагрузки требуется значительный объем и вполне опредленные габариты обитаемого пространства (кабины). Традиционный самолет при этом всегда будет иметь минимальную общую омываемую поверхность и минимальную сводку сопротивлений. Установка тянущего винта традиционным образом, как я уже отметил выше, дает наивысший КПД винта во всем диапазоне скоростей и позволяет использовать двигатель наименьшей мощности для обеспечения заданных ЛТХ.  Необычные схемы, в том числе, тип этой ничем, кроме внешне эффектного облика не сверкают, а лечить их от врожденных болячек и доводить до ума (если вообще получится) стоит большого труда.
 
 

Shuvalov

Я люблю строить самолеты!
Откуда
Харьков
2. Использование шасси с передней стойкой проблематично на этой схеме. Если расположить основные стойки с нормальным выносом относительно ЦТ самолета с 2-ми пилотами, то когда они выйдут из кабины, самолет упадет на хвост. Если же расположить колеса с большим выносом, возрастет нагрузка на переднюю стойку, что потребует еще увеличения ГО для того чтобы можно было удержать переднее колесо на взлете и посадке. При взлете с мягкого грунта, учитывая этот фактор, а также то что ось тяги достаточно высоко, переднее колесо будет зарываться в грунт. При посадке еще хуже - сопротивление при качении колес увеличит и без того большую нагрузку на переднюю стойку, что увеличит зарывание - торможение и следовательно вертикальную нагрузку на стойку и так далее до ее поломки.
Есть еще один путь снижения нагрузки на переднюю стойку - вынос опоры вперед на рессоре, как это сделано у С.Игнатьева на Сигме-4. Здесь возникнут свои сложности, но и они устранимы.
Вынос основных опор (но небольшой) все же понадобится и для предотвращения падения на хвост и для "подгрузки" передней ноги для снижения раскачки при движении на неровных рулежках и ВПП. Тем более, что статический момент ГО все же немного больше, чем рекомендуется.

Что касается эксплуатации на ВПП с непрочным грунтом, то характеристики пневматиков должны соответствовать его прочности и действующим нагрузкам для любого самолета.
В этом конкретном случае на самолете спереди должно быть установлено достаточно большое колесо, а места для него спереди фюзеляжа предостаточно.
 

Anatoliy

Верной дорогой идете товарищи !!!
Откуда
Севастополь
Если верить статье в журналу АОН №2, то характеристики  самолета "нового поколения легких самолетов персонального класса" следующие:

Летно-технические характеристики самолета "Сарган"
....
Максимальная взлетная масса, кг      1500
Нормальная взлетная масса, кг      1300
Масса полезной нагрузки, кг      350-400
Масса топлива, кг      150-210
Дальность полета, км (навигационный запас 7%)      3000–6000
Мощность двигателя (максимальная), кВт      280
Максимальная скрость (Н=0–6км), км/ч      430-540
Крейсерская скрость(Н=4км), км/ч      350
Экономическая скрость, км/ч      »200
Скрость сваливания, км/ч      120
Расход топлива, 4,5 л/100 км
                              9 г/пасс.·км
                              8-15 л/ч
......      

В связи с этим у меня вопросы к автору.
1. Какая подразумевается скорость самолета и на какой высоте при расходе [highlight]8 - 15 л/час[/highlight], и какая при этом будет развиваться мощность двигателя?
2. Какая подразумевается скорость самолета и на какой высоте при расходе [highlight]4,5 л/100км[/highlight], и какая при этом будет развиваться мощность двигателя?
 

Shuvalov

Я люблю строить самолеты!
Откуда
Харьков
...продолжаю...

3. Двухбалочная схема тяжелее и сложнее чем просто схема с одной хвостовой балкой под винтом, к тому же в предлагаемой схеме винт расположен достаточно высоко.
 

Юра, здесь я с тобой полностью согласен, особенно в части усложнения проводки управления РВ.
НО есть и плюсы.
Применение балок повышает эффективность закрылка и несущих свойств фюзеляжа. Балки в этом случае играют роль концевых шайб.
Что касается "тяжелее", то весовая отдача у самолета предлагаемой схемы настолько высока, что с лихвой компенсирует утяжеление из-за применения двух балок.

Есть еще причина применения двухбалочной схемы.
Схема позволяет создать гидросамолет путем замены балок на поплавки, см. рис.
 

Вложения

Вверх