Картинка:
Единственный выход- использовать чешский двигатель фирмы «LOM-PRAHA» M337. М337- хороший авиадвигатель с очень высокими удельными показателями. Имеет мощность 210 л.с., работает на автомобильном бензине, имеет электростартер. Но он не имеет редуктора! Обороты коленвала на взлетном режиме 2750 1/мин.! Диаметр винта 1900мм! КПД-52%! «Вывод ясен». Нужно делать редуктор с i=0,63. За короткий отрезок времени нами был спроектирован и изготовлен уникальный фрикционный девятиручьевой клиноременный редуктор. Воздушный винт рассчитали и изготовили самостоятельно. (Диаметр 2500мм, исходный расчетный КПД 72%, доработав по результатам первого этапа летных испытаний КПД подняли до 74%).
Вес всей силовой установки с воздушным винтом, моторамой, маслоблоком и маслом – 210 кг. После того, как мы полностью определились с силовой установкой стало ясно, что максимальный взлетный вес самолета не должен превышать 1350 кг. Значит, емкость химического бака должна быть в районе 400 кг (400 литров – объем, при работе с водой). Бак цилиндрический, вертикальный, с нижним конусом и центральной горловиной системы «Хоппер». В аварийной ситуации крышка горловины отбрасывается в сторону на поворотных замках, отрывая сливное отверстие диаметром 200мм. Аварийный слив происходит в темпе 400 литров в 10 секунд.
Аварийный слив повышает безопасность применения самолета, так же им мы активно пользовались на этапе летных испытаний, т.к. посадка с полностью заправленным баком вызывает повышенную нагрузку шасси. Один раз, аварийный слив был применен в «боевых» условиях при пролете над препятствием (в результате, спасли самолет). Определяя параметры крыла, мы исходили из следующих соображений:
- размах крыла – максимально возможный, но не чрезмерный, т.к. летать на самолете с большим размахом на малой высоте, вблизи с различными препятствиями довольно опасно. Решили – 12000мм.
- площадь крыла – максимально возможная, т.к. необходим хороший запас подъемной силы - он никогда не бывает лишним. Следовательно, увеличиваем хорду крыла до 2100 мм. Удлинение крыла небольшое-5,7. (Пусть всем горе-аэродинамикам станет плохо!) Получает площадь 25м2. Нагрузка от 28 кг/м2 до 52 кг/м2. Большая хорда крыла дает преимущество в том, что при любой загрузке самолета топливом, химией, багажом, при любой загрузке кабины (1 пилот или 2 пилота) мы никогда не выходим из допустимого диапазона безопасных центровок. Именно по причине малой хорды крыла ОКБ им.Сухого на самолете Су-38л не смогло сделать двухместную кабину.
Небольшое удлинение крыла позволяет добиться очень плавного срыва на закритических углах атаки. Летные испытания показали, что самолет сваливается плавно, штопор только принудительный, вывод из штопора быстрый при нейтральных рулях, запаздывание не более ½ витка. В отношении необходимости применения взлетно-посадочной механизации крыла : дело в том, что на самолетах с малой нагрузкой на крыло при взлете загруженного самолета в условиях дефицита мощности двигателя применение закрылков увеличивает аэродинамическое сопротивление, снижает взлетную скорость, но не снижает взлетную дистанцию из-за менее энергичного разгона (проверено на практике неоднократно).
На посадке же, когда самолет возвращается пустым (640 кг) нагрузка на крыло составляет 28 кг/м2, закрылки вообще не нужны. К тому же, наличие закрылков усложняет и удорожает конструкцию.
Расчет горизонтального оперения происходил из условий обеспечения балансировки, управляемости и устойчивости на всех режимах полета.
Несколько слов о разнесенном вертикальном оперении. Необходимость такого решения вызвана тем, что в варианте однокилевого оперения, его площадь и вертикальный размер следует делать очень большим, для обеспечения правильного соотношения производных путевой и поперечной устойчивостей. Не следует забывать, что значительная часть площади затеняется высокой кабиной. Но увеличивать вертикальный размер оперения нельзя, т.к. увеличивается вероятность столкновения самолета с препятствиями (в основном, это провода ЛЭП, которые пересекают обрабатываемые поля). Аварийные защитные тросики протянутые от кабины до верхней точки киля следует признать неэффективными. Поэтому, принято было решение изготовить разнесенное двухкилевое оперение. (Верхняя точка киля ниже верней точки кабины.) Шасси-трехопорное, с хвостовым колесом. На разбеге хвостовое колесо фиксируется в нейтральном положении. При изготовлении самолета были применены отечественные марки дюралюминия, стали, титана. Так, например, каркас крыла изготовлен из Д16Т, стыковые узлы крыла -30ХГСА, шасси- титан ОТ-4-1, ферма фюзеляжа - высокопрочная нержавейка ВНС-2М, обшивка крыла, фюзеляжа – синтетическая ткань. Кабина оборудована стандартным набором пилотажно-навигационных приборов, приборами контроля работы двигателя, УКВ-радиостанцией. Имеется устройство принудительной вентиляции кабины через пылевые фильтры.
При изготовлении самолета мы приняли за правило строго соблюсти все технические стандарты и инструкции на проведение сварочных, клепальных, сборочно-монтажных, гальванических, термических, окрасочных процессов. Полностью укомплектовали техническую библиотеку КБ производственными инструкциями НИАТ. Несмотря на трудности, работа шла с энтузиазмом. В результате нам удалось создать неплохой (по нашему мнению) самолет. Назвали его «Ежиком».
В результате летных испытаний, которые проводил шеф-пилот фирмы Севбо И.Р., все расчетные параметры подтвердились. Производились полеты:
- на испытание максимальной грузоподъемности (400 кг).
- на исследование срывных режимов и штопора
- на исследование предельного диапазона центровок
- определение взлетно-посадочных дистанций
- определение часовых расходов топлива и масла
- имитация процессов обработки полей (полет на малой высоте, развороты, заход на второй гон)
- полеты на определение дальности радиосвязи.Обсудить на форуме
