Свободнонесущие монопланы
Свободнонесущие монопланы с жесткой обшивкой по полезному обьему выгоднее бипланных и подкосных, имеющих как правило полотняную обшивку и внутренние фермы с расчалками в двух плоскостях, сильно затрудняющими использование и без того незначительного обьема крыльев.
Главное различие между основными схемами свободнонесущих монопланов заключается в положении крыла относительно фюзеляжа по высоте.
Приводимые ниже соображения о прочности, жесткости и весе свободнонесущих крыльев относятся ко всем схемам.
Работа свободнонесущих крыльев на изгиб облегчается расположенными внутри грузами, а также моторами и шасси. Однако вследствие отсутствия дополнительных опор все свободнонесущие крылья тяжелее расчалочных и подкосных.
Для увеличения жесткости на кручение все свободнонесущие крылья имеют обшивку из листов, создающих замкнутый контур.
Верхнее расположение крыла вызывает незначительную интерференцию с фюзеляжем. Максимальный коэффициент подьемной силы по сравнению с изолированным крылом почти не уменьшается, так как наиболее эффективная верхняя поверхность крыла открыта и продолжает работать. Максимальный коэффициент подьемной силы механизированного крыла в присутствии фюзеляжа и при неизбежном в данном случае перерыве механизации даже больше, чем у изолированного крыла с таким же перерывом механизации.
Вес самолетов с высокорасположенными крыльями при одинаковых прочих условиях несколько больше, чем для остальных схем со свободнонесущими крыльями.
Верхнее размещение крыла связано с уменьшением полезного обьема фюзеляжа, что заставляет увеличивать его мидель по сравнению с нижним положением крыла, когда лонжероны можно пропустить непосредственно через пассажирскую кабину под креслами. Обзор для пилота хорош только в случае размещения кабины перед крылом.
Среднее расположение крыла создает минимальную интерференцию с фюзеляжем.
Нижнее расположение крыла в аэродинамическом отношении хуже чем верхнее и в особенности среднее, вследствие наибольшей интерференции с фюзеляжем.Интерференция зависит от формы сечений фюзеляжа в пределах сопряжения с верхней поверхностью крыла. Чем больше кривизна поперечных сечений фюзеляжа, тем больше интерференция. Максимальная интерференция возникает при круглых сечениях фюзеляжа и сильном уменьшении его ширины в пределах корневой хорды крыла в направлении к хвосту.
Наконец одна из мер уменьшения интерференции и величины зализов заключается в переходе от круглых сечений в носовой части к эллиптическим по направлению к хвосту.
Размещение свободнонесущих крыльев над фюзеляжем встречается приемущественно в бипланных схемах. Это обьясняется меньшей трудностью крепления верхнего крыла биплана вследствие его меньших размеров, чем эквивалентного по площади крыла моноплана. Размещение свободнонесущего монопланного крыла над фюзеляжем невыгодно вследствие ухудшения обзора, а также увеличения сопротивления и веса узлов крепления к фюзеляжу.
по материалам:
Л. И. Сутугин «Основы проектирования самолетов»
Свободнонесущее крыло
По высоте установки крыла относительно фюзеляжа монопланы подразделяют на следующие типы:
Если у моноплана крыло не поддерживается расчалками, стойками или подкосами, его называют свободнонесущим.
Ссылки
См. также
Полезное
Смотреть что такое «Свободнонесущее крыло» в других словарях:
КРЫЛО СВОБОДНОНЕСУЩЕЕ — крыло самолета, не имеющее подкосов и стоек, крепящих его к фюзеляжу. Самойлов К. И. Морской словарь. М. Л.: Государственное Военно морское Издательство НКВМФ Союза ССР, 1941 … Морской словарь
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ КОНСТРУКЦИИ — Здесь рассматриваются основные (силовые) элементы конструкций самолетов и воздушно космических летательных аппаратов, современные материалы и важные конструктивные особенности авиационно космической техники. ОСНОВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКТИВНЫХ… … Энциклопедия Кольера
И-14 — (АНТ 31) Тип истребитель Главный конструктор П. О. Сухой … Википедия
АНТ-31 — И 14 (АНТ 31) Тип истребитель Главный конструктор П. О. Сухой Первый полёт 1933 год Статус снят с эксплуатации Единиц произведено … Википедия
Mitsubishi A6M Zero — Mitsu … Википедия
Handley Page Hampden — Тип бомбардировщи … Википедия
Zero — Mitsubishi A6M Zero Назначение: истребитель Первый полёт: 1 апреля 1939 … Википедия
Zero (самолет) — Mitsubishi A6M Zero Назначение: истребитель Первый полёт: 1 апреля 1939 … Википедия
Zero (самолёт) — Mitsubishi A6M Zero Назначение: истребитель Первый полёт: 1 апреля 1939 … Википедия
Зеро (самолет) — Mitsubishi A6M Zero Назначение: истребитель Первый полёт: 1 апреля 1939 … Википедия
Что значит свободнонесущий моноплан
Войти
Авторизуясь в LiveJournal с помощью стороннего сервиса вы принимаете условия Пользовательского соглашения LiveJournal
134.0 Последние бипланы
Биплан и моноплан. Две аэродинамические схемы. Два пути развития авиации. До середины тридцатых годов двадцатого века авиация преимущественно развивалась по бипланной схеме и лишь иногда появлялись самолёты-монопланы символизируя собой начало нового пути в развитии боевых самолётов. Многие авиационные державы до последнего старались выжать максимум из бипланной схемы, тем самым пытаясь оттянуть её неизбежный закат, но в итоге всё равно монопланная схема взяла своё.
Для начала расскажем, что же такое есть моноплан и биплан, в чём их преимущества, и в чём недостатки.
Моноплан (от греческого слова «μόνος», что означает «один» и латинского «planum», то есть «плоскость») есть самолёт, имеющий одну несущую поверхность (одно крыло), в отличие от биплана. В зависимости от высоты установки крыла относительно фюзеляжа монопланы бывают следующих типов: низкопланы (крыло крепится к нижней части фюзеляжа), среднепланы (крыло крепится к средней части фюзеляжа), высокопланы (крыло крепится к высокой части фюзеляжа) и моноплан-парасоль (когда крыло располагается над фюзеляжем и крепится к нему с помощью стоек и расчалок). Если у моноплана крыло не поддерживается расчалками, стойками или подкосами, его называют свободнонесущим монопланом.
Биплан есть самолет с двумя несущими поверхностями (крыльями), как правило, расположенными одна над другой. Данная конструкция позволяет получить большую площадь крыльев и подъемную силу при меньшем размахе крыла, что очень существенно при недостатке прочности. Тем более, что увеличению прочности способствует возможность использовать замкнутые рамные конструкции из верхней и нижней плоскостей. Недостатком является повышенное аэродинамическое сопротивление. Вариант с нижним крылом, значительно меньшим чем верхнее, называют полуторапланом. Вариант биплана с плоскостями, расположенными не друг над другом ( с разносом), называют тандемом.
Преимущества биплана перед монопланом состоят в следующем : разделение несущей площади на две плоскости хорошо сказывается на габаритных размерах самолета, что в свою очередь вызывает уменьшение общего веса, а также вертикального и горизонтального моментов инерции. Уменьшение моментов инерции положительно сказывается на маневренности аппарата. Дополнительный выигрыш в весе может дать использование расчаливания коробки крыльев. Расчаленная крыльевая коробка может быть реализована в виде статически неопределимой конструкции, что дает дополнительный запас надежности. Практика также показала большую, чем у монопланов устойчивость к срыву потока с крыла, которая объясняется тем, что в первую очередь срыв начинался на верхнем (как правило) вынесенном вперед по полету и установленному с большим углом атаки, крыле. При этом нижнее крыло продолжало выполнять несущие функции. Вместо срыва в штопор хорошо скомпонованный биплан опускает нос и набирает необходимую для создания подъемной силы скорость.
Недостатки биплана : основным из них по сравнению с монопланом является более высокое профильное сопротивление, вызванное наличием двух крыльев. Сопротивление системы подкосов и расчалок, которое приписывается бипланам, скорее присуще наиболее ранним конструкциям самолетов, а не самой схеме. В истории авиации есть примеры бипланов с обоими чистыми (без подкосов и расчалок) крыльями, так называемые свободнонесущие бипланы. В качестве недостатка, при некоторых компоновках аппарата, может также иметь место ограничение обзора между крыльями.
Проще говоря моноплан это большáя скорость, но и большáя взлётная дистанция и меньшая манёвренность, а биплан это меньшая скорость вследствие большего лобового сопротивления, но более высокая манёвренность и гораздо меньшая взлётная и посадочная дистанция. И если за рубежом с монопланной схемой в основном разобрались к середине-концу тридцатых годов и она полностью вытеснила собой самолёты-бипланы, то в СССР практически до начала сороковых годов некоторыми конструкторами предпринимались отчаянные (и где-то обоснованные) попытки реанимации биплана. Невысокую относительно моноплана скорость пытались компенсировать применением более мощных двигателей и установкой полностью убираемого шасси. В нашей стране были предприняты пожалуй единственные в мире попытки совместить преимущества той и другой схемы путём создания самолётов невиданного доселе типа : монобиплан, где нижнее крыло складывалось после взлёта, тем самым превращая самолёт в моноплан.
Над последними в СССР бипланами практически до начала сороковых годов работали следующие конструкторы : Поликарпов со своими проектами И-190, И-195 и И-170, молодые инженеры Боровков и Флёров с проектом биплана И-207, Таиров с проектом истребителя-штурмовика ОКО-4, Никитин и Шевченко с серией самолётов ИС («истребитель складной») с порядковыми номерами от 1 до 4. Также в КБ Микояна и Гуревича проектировался самолёт ПБШ-2 («пикирующий бронированный штурмовик») по бипланной схеме. Этот самолёт также имел индекс МиГ-6. Одной из последних попыток продлить жизнь биплана за рубежом надо признать канадский опытный истребитель FDB-1 созданный в 1938 году выходцем из России Михаилом Григорашвили. Далее об этих разработках будет рассказано более подробно.
Расчалочный моноплан
МОНОПЛА́Н
Монопланы: а – среднеплан (истребитель-бомбардировщик Су-34); б – высокоплан (Ан-124); в – низкоплан (Суперджет-100); г – парасоль (МАИ-223). Фото В. А. Косарева (а, б, в), архив БРЭ (г)
По сравнению с бипланом М. имеет меньшее аэродинамич. сопротивление, что позволяет увеличить макс. и крейсерскую скорости полёта, манёвренность в вертикальной плоскости, но при этом увеличиваются удельные нагрузки на крыло, т. е. необходима бо́льшая его прочность. Развитие методов аэродинамич. расчёта и расчёта на прочность, авиац. материаловедения позволило значительно увеличить нагрузки на крыло. Всё это привело к тому, что с сер. 1930-х гг. М. практически полностью вытеснил биплан.
Классификация самолётов по конструктивным признакам по И. Г. Житомирскому
Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена. Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники. Эта отметка установлена 14 ноября 2011 года
По аэродинамической схеме
По типу и количеству крыльев
По количеству крыльев
По расположению крыла (для монопланов)
По внешнему набору крыла (для монопланов)
По внешнему набору крыла (для бипланов, трипланов и полипланов)
По форме крыла в плане
Основная статья: Крыло самолёта § Форма крыла
По типу стреловидности крыла
Особые типы крыльев
По хвостовому оперению
По конструкции фюзеляжа
По типу и расположению опор шасси
По расположению опор шасси
По типу опорных элементов
Гидросамолёты и Гидропланы:
ДВУХМЕСТНЫЙ САМОДЕЛЬНЫЙ САМОЛЕТ МОНОПЛАН – ПАРАСОЛЬ «НАСТОЙЧИВЫЙ»
Это лёгкий самолёт одномоторный двухместный моноплан-парасоль классической схемы с хвостовым управляемым колесом. Предназначен для учебно-тренировочных полётов.
Крыло самолёта имеет профиль ЦАГИ РИ относительной толщиной 14%. Технологически крыло делится на центроплан и консоли. Центроплан крепится к фюзеляжу четырьмя стойками (пара передних — с подкосами). Стойки выполнены из трубы (сталь 20) диаметром 36×1 мм, подкосы — из такой же трубы, только диаметром 25×1 мм. Консоли соединяются с центропланом и с помощью подкосов — с фюзеляжем.
Подкосы крыла — овального профиля и сечением 100×40 мм склеены из четырёх сосновых пластин с разным направлением поперечных волокон (переклей). У консоли лонжерон из дюралюминиевой трубы диаметром 110 мм и толщиной стенки 2 мм (от поливальной установки), а у центроплана — из стальной трубы диаметром 40 мм и толщиной стенки 1,5 мм. В местах крепления подкосов крыла лонжероны консолей усилены бужами — втулками длиной 700 мм и наружным диаметром, соответствующим внутреннему диаметру трубы лонжерона.
В концах бужей на протяжении около 200 мм вырезаны клинья для более равномерного распределения нагрузки. Впоследствии для обеспечения требуемого запаса продольной устойчивости центровку самолёта сместили вперёд относительно средней аэродинамической хорды, придав консолям крыла угол стреловидности. Для этого к корневому концу лонжерона консоли пришлось приклепать стальные ушки вилки с накладками. Крепёж центроплана к стойкам, а стоек — к фюзеляжу, а также составных частей крыла между собой осуществлён болтами М8.
Нервюры — деревянные. Набраны в основном из липовых реек сечением 6×6 мм (верхняя и нижняя дужки, подкосы). Дужка носка крыла выполнена из такой же гнутой рейки переменного сечения. Кницы — из 1-мм фанеры, а стойка лонжерона — из 3-мм фанеры. Каждая нервюра нанизывается на трубу лонжерона через отверстие в стойке и крепится к нему с помощью четырёх дюралюминиевых уголковых кронштейнов заклёпками.
В местах же крепления подкосов крыла к лонжерону, а также стойки концевых и корневых нервюр приклёпаны в восьми точках. Здесь же отмечу, что корневые нервюры — усиленные, их дужки и подкосы набраны из реек сечением 12×6 мм. В носовой части, вдоль всей консоли, нервюры связаны тремя стрингерами: нижним, передним (средним) и верхним.
Между нервюрами, от переднего стрингера до верхнего, установлены дополнительные полудуги из 3-мм фанеры. Задняя стенка консоли крыла швеллерообразная, деревянная, состоит из двух полок (бруски сечением 15×15 мм) и стенки (1-мм фанера), служащей для навески элеронов и закрылков.
Носок крыла от нижнего стрингера до верхнего для обеспечения жёсткости профиля обшит 1-мм фанерой, а остальная часть несущей поверхности обтянута бязевым полотном, пришитым к силовым и формообразующим элементам консолей крыла нитками.
Полотно пропитано самодельным эмалитом — раствором целлулоида в ацетоне. В местах крепления к крылу подкосов, в консолях между лонжероном и задней стенкой установлены распорки, сделанные по подобию последней: стенка из 3-мм фанеры, а полка — из реек сечением 15×10 мм. Нервюры элеронов и закрылки изготовлены из липовых пластин с вырезами для облегчения, а лонжероны — из сосновых полок 12×12 мм и стенок из 1-мм фанеры.
Носки элеронов и закрылков до лонжеронов обшиты 1-мм фанерой. Сборка деталей нервюр всего крыла и фюзеляжа производилась на эпоксидном клее — многократно проверенным на практике связующем. Обшивка крыла — полотняная (бязевая), с пропиткой эмалитом. Фюзеляж деревянный, ферменной конструкции, прямоугольного сечения. Основой его силового набора являются четыре сосновых лонжерона сечением в передней и средней частях 20×20 мм и переходящих в сечение 16×16 мм — в хвостовой части. Лонжероны соединены между собой в ферму посредством стоек и поперечин такого же сечения.
Носовая и хвостовая части фюзеляжа обшиты 3-мм фанерой. Средняя часть дополнена раскосами и обтянута бязевым полотном. Хвостовое оперение — деревянное с расчалками. Стабилизатор состоит из лонжерона и задней стенки с нервюрами между ними и обшит пропитанным эмалитом полотном. На заднюю стенку навешивается руль высоты, состоящий из двух половин. Носовая часть руля до лонжерона зашита 1-мм фанерой (как у крыла), которая воспринимает нагрузки на кручение, а остальная поверхность обтянута пропитанным полотном.
Вертикальное оперение: киль и руль поворота сделаны аналогично горизонтальному оперению. Управление рулём направления — тросовое, а рулём высоты — смешанное. Шасси — пирамидальное с основными колёсами от мотороллера «Тула». Основные стойки шасси — из труб диаметром 36×1,5 мм, они соединены шарнирно с нижними лонжеронами фюзеляжа через четыре уголковых кронштейна. Амортизаторы — пружинные. Хвостовая опора — управляемая, с резиновым пластинчатым амортизатором и колесом размерами 200×80 мм.
Моторная рама сварена из труб (сталь 20) сечением 20×2 мм и скреплена с лонжеронами фюзеляжа через четыре кронштейна-накладки. Двигатель стыкуется с ней в четырёх точках через сайлентблоки. В качестве силового агрегата в винтомоторной установке использован двигатель от автомобиля ВАЗ-21083, причём без переделок, только к его выпускному коллектору приспособлен глушитель от мотоцикла «Минск».
Крутящий момент от двигателя на воздушный винт передаётся через самодельный шестерёнчатый редуктор с передаточным отношением 2,6. Ведущая шестерня (27 зубьев) — от мотоцикла «Иж-Планета-Спорт», ведомая (70 зубьев) — самодельная, их валы выточены из вала коробки перемены передач грузового автомобиля ГАЗ-51.
Картер редуктора сварен из стального 3-мм листа и обработан с помощью несложных приспособлений на школьных токарном и фрезерном станках. Топливный бак ёмкостью 50 л расположен в носовой части фюзеляжа. Воздушный винт диаметром 1,6 м — тянущий, моноблочный двухлопастный, деревянный (переклей из сосновых брусков), покрыт двумя слоями стеклоткани на эпоксидном связующем, с окантовками из латунного листа. Впоследствии его заменили подобным, но диаметром 2 м. При этом пришлось увеличить высоту расположения оси винта, чего добились сужением колеи шасси. Винт развивает тягу на 150 кгс на взлётном режиме.
Управление и приборы смонтированы в обеих кабинах. Управление самолётом (рулём высоты и элеронами) — от любой из двух ручек, соединённых тягой и расположенных перед сиденьями в каждой из кабин. Отклонение руля направления и поворот хвостового колеса производятся одновременно от педалей посредством тросовой проводки. Управление двигателем — от рычага, закреплённого слева от пилота. Управление закрылками осуществляется от рукоятки-рычага с фиксатором с места пилота из задней кабины.
Самолёт оборудован приборами, контролирующими работу двигателя и обеспечивающими полёт в простых метеорологических условиях. Все они расположены на приборных досках в обеих кабинах. Сиденья — самодельные, снабжены пристежными ремнями — автомобильными ремнями безопасности. Самолёт прошел техническую комиссию и зарегистрирован в ФЛА в 2002 году. На сегодня его налёт превысил 500 часов (2412 посадок).
После 500 часов налёта была произведена ревизия двигателя. Износа трущихся деталей пока не обнаружено. В ходе эксплуатации в конструкцию самолёта вносились изменения, хотя и не кардинальные. Так, со временем тросовое управление элеронами заменили жёстким. У кабин вместо бортов для удобства пилота и пассажира сделали с одной стороны откидные дверки. Изменили конструкцию хвостовой опоры и расположение педалей.
Колёса основных опор оборудовали механическими тормозами с приводом от рычага на рукоятке через трос в боуденовской оплётке. Перед кабинами установили прозрачные козырьки из 5-мм оргстекла, заголовник у пилота, а за спинкой сиденья в задней кабине организовали небольшой багажник. Усилили крепление стабилизатора передним подкосом.
Изменили покраску самолёта. В конце мая 2008 года наш коллектив с самолётом «Настойчивый» в очередной раз участвовал во Всероссийском слёте любителей авиации в Г.Владимире. Ежегодные перелёты на слёт и обратно показали, что самолёт способен преодолевать расстояния и в несколько сотен километров без посадок. Советую авиаконструкторам-любителям: смелее стройте простые самолёты. Они доступны всем. Только будьте настойчивы и уверены в себе, и тогда у вас всё получится! Успехов!
(Автор: В.РУМЯНЦЕВ, г. Приволжск, Ивановская обл.)
Общие характеристики самолета: Взлётная масса, кг……………………………………………………..600 Масса пустого, кг……………………………………………………….435 Запас топлива, л…………………………………………………………..70
Крыло Размах, м…………………………………………………………………10,75 Площадь, м2…………………………………………………………………15 Хорда, м……………………………………………………………………..1,4 Профиль…………………………………………………………….Р-П-14% Угол установки, град……………………………………………………..3 Угол поперечного V град…………………………………………….1,5 Угол стреловидности по передней кромке, град………………2 Размах элерона, м………………………………………………………….2 Хорда элерона, м……………………………………………………….0,35 Углы отклонения элерона, град………………………………+30/-2 Размах закрылка, м……………………………………………………..2.5 Хорда закрылка, м……………………………………………………..0,35 Угол отклонения закрылков, град…………………………………15
Шасси База, м………………………………………………………………………4,05 Колея, м…………………………………………………………………….1,85 Размер основных колёс, мм…………………………………440×100 Размер хвостового колеса, мм……………………………….185×45 Горизонтальное оперение Размах стабилизатора, м……………………………………………..3,1 Корневая хорда стаблизатора, м…………………………………1,08 Площадь стабилизатора, м2……………………………………….2,85 Угол установки стабилизатора, град………………………………-1 Хорда руля высоты, м………………………………………………….0,5 Площадь руля высоты, м2…………………………………………..1,45 Углы отклонения рулей высоты, град……………………+30/-25
Вертикальное оперение Высота киля, м………………………………………………………….1,36 Площадь киля, м2………………………………………………………1,38 Площадь руля направления, м2…………………………………..0,88 Углы отклонения руля направления, град……………..+30/-30
Силовая установка Двигатель……………………………………………………….ВАЗ-21083 Тип………………………………………………………….карбюраторный Макс, число оборотов в мин……………………………………..5500 Макс, мощность, л.с……………………………………………………..70 Режимы работы (мощность/об.в мин.): Взлётный (время работы—до 5 мин)…………………56/4700 номинальный…………………………………………………….49/4100 крейсерский………………………………………………………43/3600 малый «газ»………………………………………………………24/2000 Марка топлива……………………………………………АИ-92, АИ-93
Двухместный самолёт моноплан-парасоль «Настойчивый»: 1—воздушный винт; 2—редуктор; 3—капот двигателя; 4 — стойки крыла; 5 — козырёк (2 шт.); 6—кабины (2 шт.); 7—гаргрот; 8—фюзеляж; 9— киль; 10—руль направления; 11—хвостовое колесо; 12—хвостовая опора с колесом; 13—основная опора шасси; 14—колесо основной опоры шасси (от мотороллера, 2 шт.); 15—глушитель (от мотоцикла «Минск); 16—консоль крыла (2 шт.); 17 — накладка (дюралюминий, лист s 1, 2 шт.); 18 — центроплан крыла; 19—подкос консоли крыла (2 шт.); 20—распорка (дюралюминиевая труба диаметром 20, 4 шт.); 21—закрылок (2 шт.); 22—элерон (2 шт.); 23—стабилизатор; 24—руль высоты
Консоль крыла: 1—лонжерон (дюралюминиевая труба Д16Т диаметром 110×2); 2—корневая нервюра (сосновая рейка 12×6); 3— обшивка корневой части (фанера s1); 4— нормальная нервюра (сосновая рейка 6×6); 5—полудуга (фанера s3); 6—раскос (труба Д16Т, 045, 2 шт.); 7—распорка с кницей (сосновая рей¬ка 6×6, фанера s1, 2 шт.); 8—передний (средний) стрингер (сосновая рейка треугольного сечения, а = 10); 9—нижний и верхний стрингеры (сосно¬вая рейка s12x8); 10—стойка лонжерона (фанера s3); 11—задняя стенка (сосновые рейки 15×15 и 25×25, фанера s1); 12 — обшивка носка (фанера s1); 13—концевая нервюра (сосновая рейка 12×6); 14 — заполнитель (пенопласт,); 15 — законцовка; 16—подкос нервюры элерона и закрылка (8 шт.); 17—узел подвески элерона к консоли; 18—носок элерона (фанера s1); 19—лонжерон элерона (сосно¬вая рейка 10×10, фанера s 1); 20—нервюра элерона (липовая пластина s1); 21 —задняя кромка элерона; 22—поперечная тяга управления элероном (дюра¬люминиевая труба диаметром 8); 23—качалка; 24—продоль¬ная тяга управления элероном (дюралюминиевая труба диаметром 10); 25—верхняя дужка (сосновая рейка 6×6); 26—нижняя дужка нервюры (сосновая рейка 6×6); 27—междужечные подкосы (сосновая рейка 6×6); 28—кница (фанера s1); 29—буж лонжерона (дюралюминиевая труба диаметром 113×1,5); 30—уголковый кронштейн; 31—кронштейн крепления подкоса; 32—ушко вилки (передний узел) крепления консоли к центроплану (сталь, лист s2,2 шт.); 33 —лонжерон центроплана (стальная труба диаметром 40×1,5), обстановка; 34—распорка задней стенки (сосновая рейка 15×15, по количеству нервюр); 35—распорка лонжерона элерона или закрылка (сосновая рейка 10×10, по количеству нервюр); 36—кронштейн (задний узел) крепления консоли к центроплану; 37—кронштейн быстроразъёмного соединения закрылка с рычагом его управления
| х,% | 1,0 | 2,0 | 4,0 | 6,0 | 8,0 | 10 | 15 | 20 | 25 | 30 | 40 | 50 | 60 | 70 | 80 | 90 | 100 |
| Yb,% | 2,5 | 3,76 | 5,52 | 6,79 | 7,77 | 8,65 | 9,99 | 10,76 | 11,0 | 10,97 | 10,38 | 9,17 | 7,64 | 5,91 | 4,05 | 2,07 | 0 |
| -Ун,% | 1,26 | 1,78 | 2,25 | 2,49 | 2,63 | 2,75 | 2,89 | 2,95 | 3,0 | 2,99 | 2,8 | 2,49 | 2,09 | 1,63 | 1,1З | 0,6 | 0 |
Горизонтальное оперение: 1 —лонжерон стабилизатора (сосновый брусок-переклей 40×35); 2—нервюра стабилизатора (липовая пластина s 6); 3 — задняя стенка стабилизатора (сосновый брусок 30×10); 4—носок руля высоты (фанера s 1); 5—лонжерон руля высоты (сосновый брусок-переклей 40×30); 6—нервюра руля (липовая пластина s 6); 7—задняя кромка руля высоты (сосновый брусок 30×10); 8—кница (фанера s 1); 9—кабанчик управления рулем высоты (сталь 20, лист s 2); 10 — кронштейны крепления подкоса и расчалки (сталь 20, лист s 2); 11 —узел подвески руля высоты к стабилизатору (2 шт.); 12—хвостовая часть фюзеляжа самолёта
Моторама и узлы крепления её к фюзеляжу: 1—моторама (стальная труба диаметром 20); 2 — сайлентблок (от автомобиля «Жигули», 4 шт.); 3—кронштейн (сталь, лист s4, 4 шт.); 4—фюзеляж
Шасси: А—основные опоры; Б—хвостовая опора
Узлы крепления: А—консоли крыла к центроплану; Б—стабилизатора к хвостовой части фюзеляжа и навеска руля высоты на стабилизатор; В—рычаг управления закрылками; Г—руля направления и колеса хвостовой опоры Лопасть воздушного винта
Схемы управления самолетом: А — элеронами. Первоначальный вариант: смешанная—из тросовой проводки и жестких тяг; Б—закрылками; В—рулём высоты; Г—рулём направления и хвостовым колесом.
Оборудование кабины — приборная доска и органы управления: 1—рычаг управления двигателем (РУД); 2—ручка управления самолётом (РУС); 3—тумблер включения зажигания; 4—электронный тахометр; 5—комплексный прибор контроля параметров работы двигателя; 6 — индикатор отказа работы генератора; 7 — указатель поворота и скольжения; 8 — высотометр; 9—указатель скорости; 10—вариометр; 11—часы; 12 — кнопка запуска двигателя; 13—рычаг педали (2 шт.); 14 — карман для переносной радиостанции; 15—сиденье; 16 — пристежные ремни Шасси самолета: а—основная стойка; б—хвостовая опора
Двухмоторный моноплан: какой будет замена легендарному «Кукурузнику»
России с ее гигантскими расстояниями для снабжения отдаленных регионов требуется собственный легкий многоцелевой самолет, надежный и неприхотливый. С этой задачей раньше прекрасно справлялся советский Ан-2, но легендарный «Кукурузник» уже давно не производится и объективно нуждается в замене.
Сейчас грузы в районы Крайнего Севера доставляются большими транспортниками, а после перегружаются на вертолеты, которые способны садиться на необорудованные площадки. Использование многоцелевых легких самолетов может сделать логистику более рентабельной. Наша «Аннушка» способна перевозить небольшие грузы и пассажиров, садиться на неподготовленных взлетно-посадочных полосах. В связи со своей уникальной надежностью, бипланы эксплуатируются по сей день в ряде регионов, несмотря на почтенный возраст. Некоторые находятся в строю более 40 лет, но это не может продолжаться бесконечно. Страна нуждается в новом легком многофункциональном самолете, и на роль преемника Ан-2 претендовали несколько проектов.
ТВС-2ДТС
Изначально в качестве замены «Кукурузника» рассматривался проект СибНИА под обозначением ТВС-2ДТС. Это традиционный биплан, который разработчики смогли сделать всепогодным самолетом, благодаря новому фюзеляжу, авионике и цельнокомпозитной конструкции из углепластика. Его грузоподъемность составляет 2450 кг, дальность полета – 4500 км, крейсерская скорость – 350 км/ч. Показатели очень приличные, а при стоимости в 150 миллионов рублей можно было уже с 2021 года организовать производство легких самолетов объемом в 25-30 единиц в год на малых предприятиях.
Несмотря на это, Минпромторг от проекта отказался. Причиной стали санкционные риски, с которыми уже столкнулись лайнеры МС-21 и «Суперджет». На ТВС-2ДТС достаточно широко использовались композитные материалы иностранного производства и силовая установка Honeywell TPE331-12UAN. Легкий самолет в любой момент мог остаться без ключевых узлов и агрегатов. Вдобавок к этому специалисты указывали на потенциальные проблемы по композитному крылу, которые могли возникнуть при эксплуатации, ремонте и хранении в суровых северных условиях.
ТР-301
Уже произведено несколько единиц, разработчики утверждают, что при коммерческой эксплуатации их самолет окупится всего за 6-8 лет. Однако ключевой проблемой проекта также стала зависимость от использования иностранной силовой установки.
«Байкал»
В итоге чиновники Минпромторга сделали выбор в пользу разработки дочернего предприятия Уральского завода гражданской авиации (УЗГА). ООО «Байкал-Инжиниринг» выиграло год назад тендер, и его проект легкого самолета претерпел существенные изменения по сравнению с Ан-2. Прежде всего, биплан превратится в моноплан, а его вместимость должна увеличиться до 12-14 пассажиров. Но самое главное, самолет будет оснащаться двигателем отечественного производства, и их, судя по всему, будет не один, а сразу два. Над собственной силовой установкой УЗГА работает совместно с «ОДК-Климов».
По всей видимости, в Минпромторге ждут бюджетного аналога канадского DHC-6 Twin Otter. Подсчитано, что спрос на «Байкалы» в ближайшие пять лет может составить в нашей стране не менее 230 единиц. Проект предварительно оценивается в 4,5 миллиарда рублей. Будем надеяться, что самолет оправдает возложенные на него ожидания.
