Экспериментальный самолет naca fmx-4 icon

Экспериментальный самолет naca fmx-4



НазваниеЭкспериментальный самолет naca fmx-4
Дата конвертации29.07.2012
Размер252.65 Kb.
ТипАнализ

Экспериментальный самолет NACA FMX-4


Использовано – www.wainfan.com

Экспериментальный самолет NACA FMX-4 1

Введение 1

Стоимость 1

Простота в управлении 1

Новый метод 2

Стоимость 3

Управление 3

Характеристики 3

Преимущества схемы "летающего крыла" малого размаха 4

FMX-4 Facetmobile 4

Анализ летных характеристик и конструкции 6

Сравнение с существующими моделями самолетов данной категории 6

Анализ аэродинамического сопротивления 7

^ Индуктивное сопротивление 7

Анализ весовых данных 8

Анализ веса пустого самолета 9

Анализ летных характеристик: 10

Взлетные характеристики 11

Максимальная скороподъемность 11

Аэродинамическое качество: 12

Сопротивление и мощность 13

Выводы 14

Приложения 15

^ Приложение 1. Выкройка модели 1:50 15

================================================

Введение




Исторически, большинство разработчиков легких самолетов в процессе проектирования основной упор делают на улучшение летных характеристик нового самолета. Несмотря на то, что новейшие модели имеют отличные летные характеристики, не реализуется первичный принцип легких самолетов, как средства для персональных путешествий. В настоящее время легкие самолеты используются для этой цели не так часто. Чтобы изменить такое положение необходимо выработать такую комбинацию характеристик, которая не встречается в существующих моделях легких самолетов.

Хорошие летные данные конечно важны, но не имеют решающего значения. Значения крейсерских скоростей, которые имеют современные самолеты вполне достаточно. И ее увеличение не создаст прорыва в использовании легких самолетов в качестве персональных транспортных средств. На это могут повлиять совсем другие параметры:

Стоимость


Основная помеха более широкому использованию персональных самолетов в качестве обычного транспортного средства это его стоимость.
Цена нового самолета почти в пять раз больше, чем автомобиля средних размеров, и два - три раза больше стоимости самых дорогих автомобилей. При таких ценах, рынок для производителей легких самолетов ограничен немногочисленными богатыми индивидуумами, и коммерческими компаниями, приобретающими самолеты для их коммерческого использования. Для того, чтобы малая авиация становилась более популярной, цена персонального самолета должна быть снижена настолько, чтобы быть доступной для обычных людей. Практически это означает, что цена нового самолета не должна превосходить стоимость нового дорогого автомобиля.
^

Простота в управлении


Класс подготовки пилота также может вызывать беспокойство. Сам самолет и все его системы должны быть легки в управлении, чтобы самолет мог быть использован в качестве транспортного средства. Пилот, при наличии даже начальных навыков должен иметь возможность управлять таким самолетом. Повседневное использование самолета в качестве транспортного средства должно быть достаточно для поддержания навыков управления на достаточном уровне. Для этого самолет должен иметь такие характеристики, чтобы обеспечивать устойчивый полет при различных условиях и прощать пилоту возможные обшиби. К примеру, при сваливании, скольжении и других аналогичных режимах полета.
^

Новый метод


До настоящего времени, для уменьшения стоимости конструкции самолета использовались новые технологии производства, проработка самой конструкции самолета, использование более дешевых материалов для его изготовления, при этом в большинстве случаев это был самолет стандартной схемы с заднее расположенным хвостовым оперением. Эти меры отчасти приводили к снижению стоимости, но не на таком уровне, чтобы сделать самолет доступным широкому кругу потребителей.

Для того, чтобы получить значительное уменьшение стоимости необходимо применять новый подход к классической конструкции. Новая конструкция должна быть более простой, чем стандартная и использовать преимущество использования новейших материалов и разработок, недоступных в то время, когда создавалось нынешнее поколение легких самолетов.

Данная работа описывает исследование самолетов, выполненных по схеме "летающее крыло" малого размаха. Крыло самолета при этом выполняет функции крыла, фюзеляжа и оперения самолета, обеспечивая простую конструкцию. Удлинение крыла колеблется от 1 до 2,5, что достаточно для размещения в нем экипажа и полезной нагрузки в отсутствии фюзеляжа. Конструкция также упрощается за счет "фасеточной" формы - то есть состоящей из отдельных плоских панелей. Такая конструкция упрощает производство отдельных элементов самолета, хотя незначительно увеличивает сопротивление.

Анализ строится на результатах, полученных при исследовании самолета Wainfan FMX-4 Facetmobile.

FMX-4 совершил первый полет в 1993 году и суммарно налетал около 130 часов. В это время входит перелет из Чино, шт.Калифорния в Ошкош, шт.Висконсин и обратно. программа испытаний FMX-4 продемонстрировала, что конструкция имеет следующие преимущества при использовании в качестве персонального летательного аппарата:


  • Простую конструкцию с небольшим количеством элементов

  • Конструкция может быть изготовлена из недорогих материалов

  • Высокое значение полезной нагрузки

  • Благоприятные летные характеристики

  • Плавный режим сваливания

  • Большой диапазон эксплуатационных центровок

  • Надежную защиту пилота

  • Комфортабельную кабину

  • Характеристики, сопоставимые с самолетами обычной схемы


Представленный ниже анализ исследовал потенциал 2-местного самолета, выполненного по схеме "летающее крыло" малого размаха, по сравнению с выпускаемыми ныне самолетами Cessna 152, Diamond DA-20, и Alarus CH-2000.



В отличие от FMX-4, конструкция которого выполнена из алюминиевых труб, покрытых тканью, структура анализируемого самолета, (на рисунке справа) формируется из плоских композитных, составляющих его конструкцию. Эта технология широко используется при производстве космических кораблей, а в авиации не нашла широкого применения из-за сложных изогнутых форм авиационных конструкций. Фасеточная форма самолета делает возможным использование этой технологии.

Схема "летающего крыла" малого размаха очень эффективна с точки зрения обеспечения необходимой прочности. Элементы конструкции испытывают меньшие напряжения, следовательно конструкция получается более легкой, объем материалов для его изготовления будет меньше - следовательно уменьшается стоимость. Во вторых уменьшается максимальный взлетный вес, по сравнению с самолетами стандартной схемы, что значительно улучшает летные характеристики.

У FMX-4 вес пустого составляет 55% сравнимого с ним самолета обычной схемы, а максимальный взлетный вес 70%.



^ Каркас FMX-4

В процессе анализа, характеристики опытного самолета сравнивались с характеристиками нескольких стандартных самолетов, того же класса и назначения. Большинство выводов были основаны в экспериментальных данных FMX-4 и других самолетов выполненных по схеме "летающего крыла" малого удлинения, а также данных продувок в аэродинамической трубе и испытаний, выполненных автором (Wainfan).

Анализ показал, самолет - "летающее крыло" малого размаха мог бы иметь те же характеристики, что Cessna 152 при мощности двигателя 80 л.с., перевозя ту же полезную нагрузку, что и Cessna с мощностью 100 л.с. Анализ также показывал, что, при увеличении мощности до 120 л.с., характеристики были бы сравнимы с характеристиками современного композитного самолета Diamond DA-20 с той же мощностью.

Простая структура анализируемого самолета имеет намного меньше элементов, чем у подобного самолета стандартной схемы. Такая конструкция потребует значительно меньше времени на сборку.

Комбинация малой массы, уменьшения времени сборки, может уменьшить стоимость самолета до 50% от стоимости стандартного самолета того же назначения. Характеристики такого самолета будут выше. Помимо этого в "летающем крыле" малого удлинения можно разместить более просторную и безопасную кабину.

Для того, чтобы самолет стал доступным транспортным средством, необходимо обеспечить комбинацию характеристик, которыми современные легкие самолеты обладают не в полной мере.
^

Стоимость


Как отмечалось выше, стоимость самолета не должна превышать стоимости автомобиля высшей ценовой категории.

Управление


Самолет не должен требовать от пилота высокого уровня подготовки. Для этого самолет должен прощать незначительные ошибки в управлении. Самолет должен также быть сравнительно нечувствительным к положению центра тяжести в пределах максимального взлетного веса, чтобы груз и экипаж в самолете мог размещаться произвольно.

Характеристики


Самолет, используемый в качестве персонального транспортного средства должен иметь характеристики, достаточные, чтобы иметь значительное преимущество перед автомобилем, автобусом и поездом. Для путешествий средней протяженности (150 - 800 км), потребная крейсерская скорость должна соответствовать крейсерской скорости одномоторных самолетов, таких как Cessna 172, Cessna 182 или Piper Dakota. Увеличение крейсерских скоростей привело бы к удорожанию самолета, что для потенциальных клиентов было бы менее приемлемо.

Если сравнить объемы продаж самолетов Cessna 172 и Beechcraft Bonanza можно определить зависимость стоимости от характеристик. C-172 - хороший пример самолета со сбалансированными характеристиками. Bonanza является современником C-172, но имеет значительно большую крейсерскую скорость. Он также стоит значительно дороже, имеет большую стоимость обслуживания, и более высокие требования к уровню подготовки пилота.

За 25 лет было продано 37000 самолетов модели, Cessna 172. А Bonanza всего 3000 за более чем 50 лет. Отношение стоимость/характеристики предложенное Cessna 172 было на порядок больше, чем у Bonanza, что сделало его более успешным на рынке.
^

Преимущества схемы "летающего крыла" малого размаха


Конструкция требует меньшее количество материалов для изготовления, и следовательно получается легче. Более низкие нагрузки на конструкцию позволяют использовать менее прочные материалы, по сравнению с обычными авиационными конструкциями.

Низкий уровень напряжений конструкции позволит также упростить саму конструкцию. Основой ее может быть ферма из прямых труб, или монокок с минимальным внутренним силовым набором.

Крыло объединяет в себе функции самого крыла, фюзеляжа, и горизонтального оперения в единую структуру. Количество элементов при этом сравнимо с количеством элементов стандартного фюзеляжа. Соответственно, такая конфигурация устраняет все элементы, связывающие крыло и горизонтальное оперение. Кроме того, устраняются, и все узлы соединения крыла, фюзеляжа и оперения. Основные элементы корпуса могут быть изготовлены как единые крупные блоки.

Внешние обводы самолета схемы "летающее крыло" малого размаха могут быть образованы за счет плоских панелей. Испытания самолета Wainfan FMX-4 Facetmobile доказывают, что самолет с такими обводами может иметь характеристики, сравнимые с самолетами нормальной схемы при той же мощности двигателя и полезной нагрузке.

Большой внутренний объем упрощает размещение, монтаж и обслуживание систем самолета. Количество систем, проводок, шлангов и т д., находящихся в труднодоступных местах минимально. Для обслуживания большинства узлов не требуется предусматривать специальных лючков.

Так как конструкция самолета будет в основном состоять из небольшого количества крупных элементов, значительно упрощается сборка самолета.

Режим сваливания у "летающего крыла" малого размаха отличается от сваливания стандартного самолета. На больших углах атаки перетекание воздуха через боковые кромки создает вихри, увеличивающие подъемную силу, при этом критический угол атаки увеличивается до углов, превышающих 30 градусов. Более благоприятный характер протекания сваливания самолета повышает безопасность, так как 25 - 35% всех аварий происходит из-за потери управления на малых скоростях.

"Летающее крыло" малого размаха будет обычно иметь более низкую нагрузку на площадь крыла, чем у стандартного самолета. Хотя у него коэффициент подъемной силы будет меньше, низкая нагрузка на крыло компенсирует это, обеспечивая низкие взлетно-посадочные скорости. Снижение посадочной скорости также повышает безопасность самолета.

^

FMX-4 Facetmobile


FMX-4 Facetmobile - экспериментальный летательный аппарат, выполненный по схеме "летающего крыла" малого размаха. Он был построен Барнаби Вайнфаном для исследования характеристик самолетов данного типа. Первый полет состоялся 22 апреля 1993 года. С 1993 по 1995 годы самолет налетал в общей сложности 130 часов.

В 1994 году самолет совершил перелет из Чино в Ошкош и обратно, преодолев за 25 часов 46 минут расстояние 3600 км.

^ Основные технические характеристики

Длина

5,85 м

Размах

4,5 м

Вес пустого

165 кг

Максимальный взлетный вес

330 кг

Двигатель

Rotax 503DC 46 л. с.

Максимальная скорость

175 км/ч

Крейсерская скорость

145 км/ч

Минимальная скорость
(сваливание как таковое отсутствует)

60 км/ч

Скороподъемность

3,75 м/с





Внешние обводы FMX-4, формируются из 11 элементов, 8 из которых расположены на верхней поверхности, и 3 на нижней. В основном все кромки имеют острый угол. Единственный элемент имеющий плавные формы - стеклопластиковый капот двигателя. Каркас FMX-4 имеет ферменную конструкцию из дюралевых труб диаметром 25 мм с толщиной стенки 0,8 мм. Все трубки - прямые, без изгибов. Никаких дополнительных стрингеров, создающих более плавные обводы самолета, не используется.

Трехколесное шасси с носовой опорой неубирающееся и не имеет обтекателей на колесах.

Программа летных испытаний FMX-4 продемонстрировала, что данная схема вполне пригодна в качестве легкого самолета общего назначения. Характеристики самолета были сопоставимы с характеристиками самолетов нормальной схемы, использующих тот же двигатель. Самолет продемонстрировал способность нести полезную нагрузку, равную собственному пустому весу, то есть его весовая эффективность составляет 50%.

Летные качества FMX-4 схожи с общепринятыми. Управляющие силы имеют линейную зависимость. Самолет хорошо балансируется по всем осям. Потребная площадь руля направления очень небольшая.

Самолет имеет хорошие характеристики при полете на больших углах атаки. При испытаниях самолет не имел указателя угла атаки, но по результатам продувок в аэродинамической трубе было установлено, что при полностью взятой на себя ручке управления самолет балансируется при угле атаки 30 градусов. При летных испытаниях, при полностью взятой ручке на себя и максимальных оборотах самолет показал значение скороподъемности до 5 м/с. При уменьшении оборотов двигателя самолет не показал какой либо тенденции к сваливанию в штопор даже при легком маневрировании. Элементы управления оставались эффективными по всем осям.

Истинная минимальная скорость не была измерена при летных испытаниях, так как по причине использования фиксированной трубки приемника воздушного давления на больших углах атаки указатель скорости показывал нулевое значение. Данные испытания в аэродинамической трубе показали, что скорость при угле атаки, соответствующем значению максимальной подъемной силы составляет 60 км/ч.

Эти результаты летных испытаний, а также результаты испытаний радиоуправляемой модели для исследования поведения самолета на еще больших углах атаки показали, что FMX-4 имеет безопасные характеристики сваливания и штопора и будет не склонным к типичным аварийным ситуациям, которые происходят со стандартными самолетами при потере скорости.
^

Анализ летных характеристик и конструкции


FMX-4 - одноместный экспериментальный самолет. Данные, полученные при летных испытаниях FMX-4 могут быть использованы для создания самолета на два и более мест. Для дальнейших исследований был спроектирован двухместный самолет - "летающее крыло" малого размаха. Такой самолет может использоваться как учебно-тренировочный, спортивный или транспортный самолет малого радиуса действия.
^

Сравнение с существующими моделями самолетов данной категории


В следующей таблице представлены характеристики четырех выпускающихся в данное время двухместных учебно-тренировочных самолетов. Характеристики этих самолетов были использованы для сравнения размерности и полезной нагрузки этих самолетов с самолетом, который имеет схему "летающее крыло" малого размаха.

Модель

Взлетный вес, кг

Вес пустого, кг

Полезная нагрузка, кг

Размах, м

Площадь крыла, кв. м

Удлинение

Cessna 152

750

520

230

9,8

14,1

6,8

Piper PA-38

750

505

245

10,2

11,2

9,3

Alarus CH 2000

760

490

270

8,64

12,3

6,1

Diamond DA20-C1

745

525

220

10,7

11,2

10,2

Cessna, Piper, и Alarus - цельнометаллические самолеты, имеющие традиционные клепанные конструкции из листового металла. Cessna 152 - подкосный высокоплан, а Alarus и PA-38 свободнонесущие низкопланы.

Diamond DA20-C1 “Eclipse” - свобононесущий низкоплан с Т-образным оперением. Конструкция - стеклопластиковая. Eclipse имеет более высокие летные характеристики по сравнению с цельнометаллическими моделями, но при этом самое малое значение полезной нагрузки.

Характеристики опытного самолета были подобраны так, чтобы они максимально соответствовали крейсерским характеристикам представленных для примера цельнометаллических самолетов. Выбор в их пользу объясняется в первую очередь ценой. Рынок определил, что характеристики c-152 вполне достаточны для учебно-тренировочного самолета, в то время как более высокие летные характеристики Eclipse не оправдывают значительное увеличение стоимости самолета.

Опытный самолет разрабатывается под 80 сильный поршневой двигатель, с винтом фиксированного шага. Такой двигатель сможет обеспечить крейсерские характеристики, схожие с характеристиками Cessna 152, практически при той же полезной нагрузке.

Характеристики опытного самолета:

Вес пустого, кг

285

Взлетный вес, кг

525

Полезная нагрузка, кг

240

Размах, м

4,5

Площадь крыла, кв. м

23,4

Удлинение

1,86



^

Анализ аэродинамического сопротивления


Анализ аэродинамических характеристик самолета основывается на двух источниках: летные испытания самолета Wainfan FMX-4 (N117WD) и данные испытания модели FMX-5 в аэродинамической трубе.

^ Профильное сопротивление: (на основании летных испытаний FMX-4)

Элемент

cxS

Шасси

0,0243

Вертикальное оперение

0,018

Капот двигателя и система охлаждения

0,0116

Интерференция

0,0025

Крыло

0,17

Весь самолет

0,2471


Колеса шасси самолета не были оборудованы обтекателями. Стойки шасси в поперечном сечении имели форму аэродинамического профиля. Шероховатость поверхности самолета - среднего качества. Без сглаживания острых углов.

Сопротивление капота и системы охлаждения FMX-4 было сравнительно высоким из-за формы двигателя и использования чрезвычайно консервативного метода охлаждения 2-цилиндрового двигателя, чтобы максимально уменьшить возможность его перегрева. Двигатель охлаждается вентилятором, установленным позади него. Размеры воздуховодов были завышены для обеспечения достаточного охлаждения. Самолет с 4-цилиндровым двигателем и правильно проработанной системой охлаждения будет иметь меньшее сопротивление капота двигателя и системы охлаждения, чем FMX-4.

Коэффициент сопротивление крыла самолета равняется 0.00885. Коэффициент трения равен 0.00436. Коэффициент, учитывающий влияние толщины профиля 1.37.

Сопротивление FMX-4 находится в пределах в пределах средних значений для типичных легких самолетов, а коэффициент, учитывающий влияние толщины в пределах средних значений для фасеточного дельтовидного крыла по результатам испытания в аэродинамической трубе.

Характеристики профильного сопротивления корпуса самолета, указанные выше, будут использованы для анализа летных характеристик самолета.
^

Индуктивное сопротивление


В декабре 1994, Вайнфан испытал модель 2-х местного самолета, названного FMX-5. 15% радиоуправляемая модель показанная ниже, была испытана в аэродинамической трубе. Для данного исследования использовались данные продувки только корпуса, без вертикального оперения.



На основании данных продувки в аэродинамической трубе была построена поляра самолета.



(Примечание: Lift coefficient - коэффициент подъемной силы, CD - коэффициент сопротивления)

Значения коэффициента подъемной силы, отраженные в поляре соответствуют режимам полета FMX-5 и опытного самолета.
^

Анализ весовых данных


Первичным преимуществом в весовом отношении "летающего крыла" малого размаха является эффективная конструкция. Большинство элементов конструкции имеют относительно небольшую длину и при этом большую толщину, что снижает напряжение в силовых элементах. Следовательно, силовые элементы конструкции могут иметь меньшие площади поперечных сечений для обеспечения необходимой прочности, и соответственно меньший вес. За счет этого снижается как вес пустого самолета, что позволяет увеличить вес полезной нагрузки.

Поэтому по сравнению с самолетом стандартной схемы при одинаковом значении полезной нагрузки "летающее крыло" малого размаха будет иметь меньший взлетный вес, что влияет на величину потребной мощности.

Хотя схема "летающего крыла" малого размаха не является широко распространенной, имеются примеры различных экспериментальных моделей, прошедших испытания. В следующей таблице представлены их весовые характеристики. Все самолеты оборудовались поршневыми двигателями. FMX-4, Hatfield, и Arup имеют неубирающееся шасси и тканевую обшивку. Dyke имеет убирающееся шасси и ферменную конструкцию из стальных труб со стеклопластиковой обшивкой.

Модель

Вес пустого, кг

Максимальный взлетный вес, кг

Размах, м

Площадь крыла, кв. м

Удлинение

Полезная нагрузка, кг

Весовая эффективность

FMX-4

165

330

4,5

19,2

1,05

165

0,5

Hatfield LB3

114

217

5,4

16,4

1,78

103

0.47619

Hatfield LB1

110

205

5,1

13

2.01

95

0.458515

DYKE JD1

325

630

5,55

14,2

2.17

305

0.482143

ARUP #2

180

330

5,7

13,6

2.39

150

0.459459

DYKE JD2

477

877

6,67

15,57

2.86

400

0.45641



Зависимость величины весовой эффективности (отношение веса полезной нагрузки к максимальному взлетному весу) от удлинения крыла представлена на следующем графике:



(Примечание: Useful Load Fraction - весовая эффективность, Aspect Ratio - удлинение крыла)

ПО графику зависимость весовой эффективности от удлинения крыла можно описать следующей формулой:

^ Wu/Wg = 0.5484 + .0081 AR2 – 0.0551 AR

где Wu/Wg - весовая эффективность, AR - удлинение крыла.

Значения весовой эффективности, нанесенные на график имеют значительный разброс, а формула дает более точную оценку зависимости при проектировании.
^

Анализ веса пустого самолета


Для получения начальной оценки веса пустого самолета и максимального взлетного веса при анализе использовались различные методы.

Статистический: опытный самолет имеет полезную нагрузку 240 кг и удлинение 1.86. Приведенная выше формула дает значение весовой эффективности 0.474. Поэтому при величине полезной нагрузки 240 кг максимальный взлетный вес будет составлять 506 кг, а вес пустого 266 кг.

С помощью весовой сводки. Результаты представлены в следующей таблице:

Элемент

Вес, кг

Двигатель

59

Воздушный винт

4,5

Шасси

24,7

Приборы и оборудование

9

Сидения

6,7

Аккумулятор

11,2

Остекление

15,7

Обшивка

94

Лонжероны, нервюры, шпангоуты

22,5

Система охлаждения

2,2

Моторама

4,5

Окраска

6,7

Топливный бак

6,7

Проводка управления

4,5

Парашют

13,5

Всего

285,4


Вес пустого, полученный с помощью весовой сводки составляет 285,4 кг, что на 19,4 кг больше, чем вес пустого самолета, полученный в результате расчета по формуле. Причиной этого может быть добавление к весовой сводке парашюта и больший вес панелей обшивки. Удельный вес обшивки брался из расчета 2 кг/кв. м. При использовании легких сендвич-панелей, с удельным весом 1,25 кг/кв. м можно уменьшить вес пустого до 250 кг. Хотя такие панели будут иметь значительно меньшую прочность и могут быть легко повреждены даже при незначительной аварии или ударе.

Предыдущий анализ иллюстрирует один из наиболее важных параметров "летающего крыла" малого размаха. Они имеют большую площадь работающей обшивки. Соответственно вес такого самолета чувствителен к удельному весу обшивки.

Использование как пример FMX-4. В следующей таблице представлен результат такого анализа. За основу берется вес пустого FMX-4, затем вес корректируется в соответствии с параметрами опытного самолета. Предполагается, что самолет будет иметь ту же трубчатую конструкцию, но металлическую обшивку, вместо тканевой и другой двигатель.

 

Вес, кг

Пустой FMX-4

165

Удаление Rotax 503

- 45

Установка Jabiru 2200

61

Добавление аккумулятора

11,2

Добавление второго сидения

6,7

Добавление приборов и оборудования

9

Более прочное шасси

4,5

Усиление конструкции

13,5

Добавление электросистемы

4,5

Удаление тканевой обшивки

- 13,5

Добавление металлической обшивки

60

Всего

276,9

Полученное значение веса (276,9 кг) наиболее близко к величине веса, полученного по формуле (266 кг). Значение веса, полученного с использованием весовой сводки больше (285,4 кг), но учитывает использование более прочной обшивки.

С целью анализа летных характеристик в качестве расчетного был принят вес пустого самолета, определенный по весовой сводке - 285,4 кг.
^

Анализ летных характеристик:


Анализ характеристик самолета проводился на основании значений сопротивления и весовых данных, определенных в предыдущих разделах. Самолет имеет максимальный взлетный вес 525 кг (285 кг вес пустого и 240 кг полезная нагрузка). На самолет устанавливается 80-сильный поршневой двигатель, с винтом фиксированного шага. Характеристики винта соответствуют режимам крейсерского полета самолета Cessna 152.

Полученные результаты представлены на следующем графике:



(Примечание: Rate of climb - скороподъемность (1ft/min = 0,005 м/с), True airspeed - скорость (1 knot = 1,82 км/ч), Sea level - высота над уровнем моря (1 ft = 0,3 м))

График показывает зависимость скороподъемности от скорости горизонтального полета и высоты. Максимальная скорость - наибольшая скорость, при которой значение скороподъемности при максимальной мощности двигателя равно нулю. Соответственно, опытный самолет будет иметь максимальную скорость приблизительно 204 км/ч на уровне моря, крейсерская скорость на высоте 2700 м при 75% мощности - 190 км/ч. Скороподъемность на уровне моря будет составлять чуть более 5 м/с. Эти показатели сравнимы с характеристиками Cessna 152, которое имеет максимальную скорость 200 км/ч и крейсерскую 195 км/ч на высоте 2400 м. Скороподъемность опытного самолета (5 м/с) значительно лучше, чем тот же показатель у C-152 (3,57 м/с).

Важно, что опытный самолет достигает крейсерских характеристик, схожих с Cessna и той же полезной нагрузкой, используя меньшую на 31% мощность. Это значительно уменьшает стоимость двигателя и также расход топлива, пропорционально уменьшению мощности.
^

Взлетные характеристики


Взлетные характеристики опытного самолета, Cessna 152 и Diamond Eclipse представлены в следующей таблице:

Модель

Длина разбега на уровне моря, м

Полная взлетная дистанция до высоты 15 м, м

Cessna 152

215

355

Diamond Eclipse

260

430

Опытный самолет

135

230

Эти значения - приближенные, но они позволяют сравнить взлетные характеристики. Опытный самолет имеет значительно лучшие взлетные характеристики, чем любой из двух, представленных стандартных самолетов того же класса. Причина этого в более низкой нагрузке на площадь крыла у опытного самолета.

Стандартные самолеты взлетают с убранными или выпущенными на очень небольшой угол закрылками, так что на взлете максимальный коэффициент подъемной силы имеет небольшое значение (около 1.35). Хотя "летающее крыло" малого размаха имеет более низкий максимальный коэффициент подъемной силы (около 1.0) чем любой из стандартных самолетов, низкая нагрузка на крыло компенсирует это.
^

Максимальная скороподъемность


Значения максимальной скороподъемности при максимальных оборотах двигателя для четырех моделей самолета представлены на следующем графике:



^ Примечание Rate of climb - скороподъемность (1 ft/min = 0,005 м/с, altitude - высота (1ft = 0,3 м)

В высотах до 1200 м 80-сильный опытный самолет имеет самый высокий показатель скороподъемности. На больших высотах скороподъемность Diamond Eclipse превышает скороподъемность опытного самолета. По сравнению с оставшимися цельнометаллическими самолетами, опытный самолет имеет более высокий показатель скороподъемности вплоть до высоты 4500 м.

Высокое значение скороподъемности опытного самолета объясняется малым взлетным весом. Величина скороподъемности напрямую зависит мощности, а опытный самолет, как было отмечено выше, имеет избыток мощности 30% по сравнению с другими образцами. На больших высотах скороподъемность Diamond Eclipse выше, так как он имеет более высокое значение аэродинамического качества. При сравнении характеристик было принято, что все самолеты оборудованы винтами фиксированного шага, так что характеристики в значительной мере зависят от диаметра и шага винта.
^

Аэродинамическое качество:


Значения качества самолетов, в зависимости от скорости полета представлены на следующем графике:



(Примечание: Airspeed - скорость (1knot = 1,82 км/ч), L/D - аэродинамическое качество)

Опытный самолет имеет максимальное значение аэродинамического качества 10.5 при скорости полета 136 км/ч. Этот показатель очень близок к максимальному значению аэродинамического качества Cessna 152 (10.3).

Графики показывают, что опытный самолет достигает максимального значения аэродинамического качества при более высокой скорости, чем Cessna. Соответственно, на скоростях выше 125 км/ч, опытный самолет является более аэродинамически эффективным, чем Cessna. Различие возникает на крейсерских скоростях. При скорости 180 км/ч, Cessna имеет аэродинамическое качество 7, а опытный самолет 8.9, что на 27% выше.

На основании данных анализа можно сказать, что опытный самолет сравним по эффективности с цельнометаллическим подкосным монопланом Cessna 152, но имеет худшие показатели по сравнению со стеклопластиковым Diamond DA20-C1 “Eclipse”, который имеет более высокое качество практически во всем диапазоне скоростей.
^

Сопротивление и мощность


Сопротивление самолета зависит от веса самолета и величины аэродинамического качества.

На следующем графике показана зависимость сопротивления по скорости.



(Примечание: Drag - сопротивление (1pound = 0,45 кг), airspeed - скорость (1knot = 1,82 км/ч))

Стоит отметить, что сопротивление опытного самолета ниже, чем сопротивление Cessna 152 во всем диапазоне скоростей, даже если Cessna имеет более высокое значение аэродинамического качества на скорости ниже 125 км/ч. Дело в том, что опытный самолет имеет более низкий вес. Из-за более высокой весовой отдачи, опытный самолет с полезной нагрузкой 240 кг имеет взлетный вес 525 кг, а Cessna 152 весит 750 кг при полезной нагрузке 230 кг. Это 30% различие в величине максимального взлетного веса достаточно, чтобы преодолеть различие в величине аэродинамического качества на низких скоростях, а на крейсерских скоростях получить преимущество перед Cessna. На скорости 180 км/ч сопротивление опытного самолета в два раза ниже, чем у Cessna 152.

Более низкого взлетного веса опытного самолета достаточно, чтобы превысить даже преимущество Eclipse. На приведенном выше графике видно, что сопротивление опытного самолета немного выше чем у Eclipse, но различие небольшое. На крейсерских скоростях сопротивление опытного самолета всего на 5% выше чем у Eclipse.

Графики сопротивления отражают величину потребной мощности для горизонтального полета. Следующие два графика показывают величины потребной мощности для разных высот:






(Примечание: Dhp - потребная мощность (л. с.), airspeed - скорость (1knot = 1,82 км/ч))

Выводы


Не смотря на то, что основной целью исследования было проектирование самолета, имеющего низкую стоимость, а не высокие характеристики, опытный самолет с двигателем мощностью 80 л. с. показал схожие характеристики с самолетом Cessna 152.

Опытный самолет, имеющий схему "летающее крыло" малого размаха с двигателем 80 л.с. имеет летные характеристики сравнимые с цельнометаллическими учебно-тренировочными самолетами, оборудованными двигателями Lycoming O-235 мощностью 110 л.с.. Кроме того опытный самолет имеет меньшую взлетную дистанцию и скороподъемность.

Опытный самолет, имеющий схему "летающее крыло" малого размаха имеет меньшую взлетную дистанцию и более высокую скороподъемность, чем композитный Diamond Eclipse. Крейсерские характеристики соответствуют Cessna 152, меньше, чем у Diamond Eclipse. Но при этом по сравнению с Diamond Eclipse с двигателем мощностью 125 л. с. мощность опытного самолета составляет 80 л. с.

The overall system-level transport efficiency of the low aspect ratio study airplane is significantly superior to the classical riveted all-metal airplanes, and comparable to a modern, molded all-composite machine. Общая эффективность опытного самолета значительно выше, чем у классических цельнометаллических самолетов, и сравнима с самолетами, имеющими композитную конструкцию.

Приложения

Приложение 1. Выкройка модели 1:50


Ссылка - http://v-school.narod.ru/AVIA/FACETMOBILE/fmx4_parts.pdf




Похожие:

Экспериментальный самолет naca fmx-4 iconРазработка сценария праздника «Нового года» в школе для старшеклассников
Внимание! Внимание! В связи с незапланированной посадкой, на Аэродроме г. Петровска приземлился пассажирский самолет, летевший рейсом...
Экспериментальный самолет naca fmx-4 iconДокументы
1. /Aviation/Антонов/Ан-8.doc
2. /Aviation/Антонов/Воздушный...

Экспериментальный самолет naca fmx-4 iconДокументы
1. /Психолого-педагогическая диагностика. Сайт Центра. 1.02.10/Альтернатива/Методика Альтернатива.doc
Экспериментальный самолет naca fmx-4 iconСеребристый самолет

Экспериментальный самолет naca fmx-4 iconТематическое планирование курса химии для общеобразовательного класс
Практическая работа № Экспериментальный анализ химических соединений и определение их качественного состава (на примере соединений...
Экспериментальный самолет naca fmx-4 iconДокументы
1. /Кондратьев В.П., Яснопольский Л.Ф. - Самолет - своими руками (1993).djvu
Экспериментальный самолет naca fmx-4 iconЕ. В. Терешина Российский научно-исследовательский институт геронтологии, Москва
Гипотеза Хармана, оформленная в теорию, вызвала поток исследований, имеющих целью найти ей фактологическое подтверждение. За полвека...
Экспериментальный самолет naca fmx-4 iconФизика, 7 класс, муниципальный этап Время выполнения – 2 часа 40 минут Задача №1 (5 баллов)
В каком случае архимедова сила, действующая на самолет больше: на поверхности земли или на высоте 10 км
Экспериментальный самолет naca fmx-4 iconАнтипа анатолий Анатольевич
В 1967 году руководимый им экипаж бмрт «Всполох» сделал несколько поисковых рейсов: в район Западного побережья Англии и экспериментальный...
Экспериментальный самолет naca fmx-4 iconИ новый сюжет, и новые лица вокруг моих снов и моей любви
Летит самолет безмятежно в небе, и так же спокоен бывал твой взор, и думалось может быть, будем вместе
Разместите кнопку на своём сайте:
Документы


База данных защищена авторским правом ©podelise.ru 2000-2014
При копировании материала обязательно указание активной ссылки открытой для индексации.
обратиться к администрации
Документы

Разработка сайта — Веб студия Адаманов