Экспериментальный самолёт af 2. германия

Этот материал был переведен глубокоуважаемым сотрудником NF.
Предисловие

Известный Fieseler Storch во второй половине 30-ых годов двадцатого века был использован как второй умелый самолёт в расположенном в Геттингене испытательном аэродинамическом авиационном центре для изучения отсоса пограничного слоя воздуха с несущих поверхностей. Первый самолет, при помощи которого проводили подобные изучения, AF 1 (D-IIII) был создан в первой половине 30-ых годов XX века и продолжительное время употреблялся очень интенсивно. Известный своими хорошими лётными чертями и особенно весьма маленьким разбегом Storch с установленными на нём особым крылом разрешил еще более действенно улучшить отсос пограничного слоя воздуха.

В отличие от AF1, у которого намерено установленная воздуходувка была оснащена собственным двигателем, у этого второго самолёта, взявшего наименование «Absaugestorch» (номер гражданской регистрации D-IAZF) для одноступенчатой воздуходувки от силовой установки отбиралась мощность величиной приблизительно в 75 л.с. при помощи намерено установленного сцепления с приводом через зубчатые передачи и валы. Наряду с этим у AF 2 имелось удачно проработанное устройство в виде шлицев, при помощи которого воздушное пространство равномерно отсасывался с поверхности крыла. Толщина профиля крыла у «Storchflache» был снижен c 20% до 18%.

рис.1

рис.2

рис.3

Если сравнивать с обычным исходным Fi 156 C-1 были внесены следующие трансформации:

— новое крыло с прямоугольным центропланом и трапецевидными консолями со легко изогнутой задней кромкой;
— установлена совокупности отсоса воздуха;
— установлен усовершенствованный двигатель As 10 H (Fi 156 C-1 был с As 10 C).

В 1940-м году дипломированный инженер Штюпер (Stuper) создал новое крыло о следующими чертями:

размах 12,5 м;
площадь 18,2 м?;
удлинение а 8,6;
удельная нагрузка 75,2 кг/м?.
окраска крыла самолета:
нижняя поверхность — оттенок 02 (Farbton 02),
верхняя поверхность — оттенок 021 (Farbton 021).

Описание I Планер самолета

1 Крыло

Крыло складывалось из двух частей, любая из которых крепилась к фюзеляжу при помощи V-образных стоек (рис. 1 и 2).

По длине крыла были размещены щелевых закрылка, через каковые с поверхности крыла отсасывается пограничный слой воздуха. На внешних секциях крыла заподлицо с профилем крыла были расположены элероны (рис. 4).

Информацию о длине, площади и углам отклонения рулей размещены в прилагающихся данных по самолёту.

рис.4

рис.5

рис.6

рис.7

В силовой комплект крыла были включены два лонжерона Т-образного поперечного сечения. Пояса, нервюры и полки были изготовлены из сосны, обшивка и прочие соединения были изготовлены из берёзы (рис. 5).

Обшивка крыла выполнена была из фанеры, расположенные в его задней части элероны и закрылки были обтянуты полотном.

Для придания прочности на скручивание нервюры элеронов были выполнены в виде треугольных связок (рис. 6).

Все узел крепления лонжеронов, и узлы крепления V-образных стоек к лонжеронам и самих стоек, включая шурупы и болты, соответствовали величине и форме используемых на изготавливавшихся компанией Fieseler самолетах Storch. Эти узлы крепления изготавливала и поставляла компания G.F.W. (рис. 7).

Для технического обслуживания и осмотра элементами совокупности управления (Steuerteile) на поверхности крыла, испытывавшей в разных местах давление потока воздуха, размешались смотровые отверстия с крышками. Крышки смотровых отверстий соответствовали нормам NSFK.

2 Фюзеляж

Каркас фюзеляжа был выполнен из металлических сваренных труб. Форму фюзеляжу придавала обшивка, изготавливавшаяся из дерева и обтягивавшаяся полотном (рис. 8).

рис.8

рис.9

Если сравнивать с серийно изготавливавшимися автомобилями Storch фюзеляж экспериментального самолёта имел последовательность отличий:

а) трубчатый задний лонжерон был усилен при помощи верхней стяжки;
b) шпаногут № 7 для размещения элементов для отсоса пограничного слоя воздуха был установлен диагонально;
c) элементы крепления топливного бака размещены в фюзеляже рядом с кабиной пилота;
d) крыша кабины пилота была выполнена заподлицо с верхней частью фюзеляжа. Силовой комплект фюзеляжа не был поменян;
e) для установки элементов отсоса пограничного слоя воздуха одна из боковых стоек фюзеляжа присоединялась при помощи шарниров;
f) створка кабины пилота была сбрасываемой.

3 элероны и Хвостовое оперение

Горизонтальное и вертикальное хвостовое оперение не претерпели каких-либо трансформаций и по собственному выполнению соответствовали тем, что устанавливались на серийных самолетах Storch. направления и Рули высоты, и новые элероны имели весовую компенсацию (рис. 1 и 3).

4 Привод элементов совокупности управления

Управление по направлению осуществлялось при помощи нажатия на ножные педали, привод элеронов и рулей высоты осуществлялся как в большинстве случаев при помощи установленной в кабине ручки управления. Тросы совокупности управления рулями высоты и направления были частично изготовлены из металлического профиля, а тяги были изготовлены из дюраля. Трансформации были позваны необходимостью установки элементов для отсоса слоя воздуха (рис.

9).

Привод элеронов осуществлялся при помощи дюралевых тяг. Дюралевые тяги были находятся в крыле и были созданы заново. В также время расположенные в фюзеляже дюралевые тяги были покинуты такими же, что были установлены на простые самолеты Storch.

Установленные в крыле рычаги совокупности управления были изготовлены из электрона.

Опоры и шарниры совокупности управления применяли шарикоподшипники. К ним был обеспечен эргономичный доступ для обслуживания (рис. 10).

триммеры и Стабилизаторы рулей высоты остались такими же, как и на серийных самолетах Storch.

рис.10

рис.11

Управление закрылками осуществлялось при помощи ручного привода: через рукоятку, цепь и самотормозящийся ходовой винт упрочнение передавалось на тягу. В фюзеляжа привод был поменян и дополнительно был установлен второй рычаг, руководил которым наблюдатель. В крыла элементы привода закрылков были выполнены в виде созданных заново дюралевых тяг.

Рычаги привода совокупности управления элеронами были изготовлены из электрона. Элементы управления элеронами и закрылками были соединены совместно (рис. 11) разрешая взять нужную величину отклонения рулей.

закрылки и Элероны имели возможность в один момент поворачиваться довольно собственной оси. Одновременно с этим было предусмотрено и свободное от закрылков перемещение элеронов, которое осуществлялось при помощи ручки управления.

5 Шасси

Шасси по собственному выполнению, включая хвостовой палку, оставалось таким же, как и на простой версии самолёта, и было произведено компанией G.F.W. Шасси имело громадной запас прочности и разрешало делать посадку на не хорошо подходящих для этого участках местности со скоростью понижения до 4,7 м/c. Соответственно был велик – до 670 мм – и движение подвески главных стоек шасси, имевших гидравлическую тормозную совокупность. Тормозная совокупность приводилась в воздействие путём нажатия на ножную педаль.

Колёса главных стоек шасси имели размеры 500?180 мм. Давление воздуха в колёсах составляло 1,6 атм (рис. 12).

рис.12

Хвостовой костыль имел масляный амортизатор. Башмак хвостового палки был отлит из стали и был легкозаменяемым.

II Силовая установка

Самолет AF 2 взял не простой для Storch-а двигатель As 10 C (240 л.с.), а более замечательный As 10 H (275 л.с.). Данный авиадвигатель отличался от As 10 С лишь снаружи заметным приводным фланцем коленчатого вала на задней стенке двигателя, через что отбиралась мощность в размере 75 л.с. (рис. 13), и повышением больших оборотов двигателя с 2000 об/мин. до 2100 об/мин.

Повышение мощности силовой установки на 35 л.с. частично компенсировало затраты на привод совокупности отсоса пограничного слоя воздуха.

Удельный расход бензина при полёте на высоте 500 метров составлял 235гр/л.с.?ч. Передняя часть моторного капота была поменяна для установки регулируемого воздушного винта.

рис.13

В самолете Storch в большинстве случаев обеспечивалось совмещение подачи газа и работы регулятора топливовоздушной смеси с дополнительной подачей воздуха для работы силовой установки. Из-за установки совокупности отсоса воздуха это устройство было снято, потому, что изучения проводились на высотах менее 1500 метров и необходимость в подаче дополнительного воздуха отпадала. Топливный бак ёмкостью 120 литров размешался не в крыле как у простого Storch-а, а пребывал в фюзеляже рядом с кабиной.

Такое изменение было нужно для обеспечения возможности прохождения потока воздуха под крылом.

рис.14

рис.15

Запуск двигателя осуществлялся как вручную при помощи стартера, так и при помощи сжатого воздуха.

Зажигание обеспечивалось двумя простыми магнето компании Bosch.

Сиcтемы охлаждения и смазки, их принцип и размещение действия были такими же как и простого самолета Storch.

Для контроля за работой силовой установки на самолёте были установлены контрольно-датчики и измерительные приборы:

— 1 тахометр;
— 1 датчик температуры масла совокупности смазки двигателя;
— 1 двойной датчик давления топливной системы и системы смазки;
— 1 двухлопастный воздушный винт изменяемого шага.

Механизм трансформации шага воздушного винта был электрическим, и само изменение осуществлялось нажатием пальца пилота на тумблер, расположенный рядом с рычагом подачи газа. Особый указатель всегда показывал, в каком положении находятся лопасти винта.

III Совокупность отсоса пограничного слоя воздуха

1 Воздухопроводящие каналы

Через клапаны, имевшие вид вытянутых по размаху крыла щелей, и через отверстия сзади переднего лонжерона воздушное пространство сперва попадал в камеры, расположенные в пространстве между передним и задним лонжеронами. После этого воздушное пространство от корневой части крыла через узкую алюминиевую трубу поступал к размещенной в фюзеляже воздуходувке. Потом через свободное пространство перед стабилизатором через шлицы выбрасывался наружу (рис.

12).

В корневой части крыла в воздуховоде имелась щель. Эта щель хорошо перекрывалась специально предназначенной для этих целей манжетой. В изгибах воздуховода кроме этого пребывали профилированные лопатки, помогавшие для понижения утрат потока воздуха.

2 ее привод и Воздуходувка

Воздуходувка представляла собой одноступенчатый аксиальный нагнетатель с приспособлениями, регулировавшими выброс и поступление воздуха. Рабочее колесо с двенадцатью лопатками было произведено из электрона. Угол установки лопаток этого рабочего колеса был регулируемым.

Тринадцать нерегулируемых лопаток направляющего аппарата изготавливались из алюминия (рис. 16).

рис.16

Втулка рабочего колеса имела приспособление, снабжавшее его свободное вращение. Именно поэтому переключение режима работы нагнетателя из-за отсутствия вращающего момента в отключенном состоянии было облегчено. Кожух нагнетателя изготавливался из электрона при помощи литья.

К корпусу воздуходувка прочно крепилась при помощи круглой металлической трубчатой стойки, которая была присоединена к узлам крепления.

Привод к воздуходувке доходил из задней части двигателя через два раза изогнутую трансмиссию с четырьмя коническими передачами. На торцевых частях валов имелись резиновые шарниры, каковые имели возможность смещаться довольно собственной оси, что разрешало избежать появлявшихся в соединении напряжений.

При помощи подвижного сцепления, которое на первом валу пребывало между приборной доской и противопожарной перегородкой, возможно было с пилотского кресла при помощи рычага включать и выключать сцепление трансмиссии и, следовательно, включать и выключать воздуходувку (рис. 17 и 18).

В кожухе воздуходувки имелся зубчатый редуктор, при помощи которого величину оборотов рабочего колеса воздуходувки возможно было регулировать от большой при старте до минимальной при посадке независимо от оборотов двигателя самолёта. Особый тумблер, при помощи которого возможно было регулировать редуктор воздуходувки, был слева от кресла пилота на стене кабины.

рис.17

Датчик, показывавший обороты рабочего колеса воздуходувки, имел электрическое приспособление, закреплённое на приборной панели. Считывающее устройство для регистрации величины оборотов вала закреплялось на финише вала воздуходувки.

рис.18

Все приводных трансмиссии валов и подшипники воздуходувки были шариковыми. Конические шестерни были помещены в кожухи. Заполненные маслом кожухи подшипников были изготовлены из электрона. Уплотнения были выполнены из резиновых колец.

Для заполнения маслом кожухов подшипников помогали хорошо закрывавшиеся крышки.

IV Оборудование

Самолёт AF 2 воображал собой пара поменянный вариант простого гражданского самолёта и каких-либо оборудования и приборов, характерных для самолетов, употреблявшихся в ВВС, на нём не было.

1 Для понижения веса самолёта на нём было смонтировано предельное число оборудования.

На самолёте была установлена следующая навигационная аппаратура:

-один указатель скорости;
— один высотомер;
— один авиагоризонт;
— один вариометр;
— один компас.

2 Приспособления для обеспечения безопасности полёта и аппарат переговорного устройства:

— один огнетушитель Minimax;
— два удерживающих пояса;
— одна аптечка;
— один сигнальный пистолет.

3 Электрооборудование:

— один электрический тумблер;
— одна сигнальная лампочка на приборной доске.

прожектор и Бортовые огни, конечно световая сигнализация и радиостанция отсутствовали.

V Средства измерения

1 Несущие плоскости

Размещение средств измерения было предусмотрено еще при изготовлении несущих плоскостей, что разрешило избежать трудностей при их установке на уже изготовленные элементы конструкции.

Для монтажа средств измерения, нужных для замера взлётных черт, их установили на каждой из внешних секций консолей крыла на их нижних поверхностях вне плоскости ометания винта, прикрепив к нижним поясам лонжеронов у опор труб.

Электропроводку средств измерения в нужном количестве разместили в алюминиевых трубках, закреплённых на каждой из несущих поверхностей (рис. 20).

рис.20

Для замера статического давления на протяжении размаха крыла в пределах камер недалеко от проходов на заднем лонжероне размешались места для крепления измерительной проводки, являющейся алюминиевые трубки (рис. 20 и 21).

рис.21

Свободные финиши проводки проходили через корневые части крыла к фюзеляжу.

2 Фюзеляж

В аэродинамическом канале перед отсасывающей воздушное пространство воздуходувкой и за ней размешалась проводка, помогавшая для замеров статического давления в разных точках (рис. 22).

рис.22

Для размещения разных измерительных устройств (самописец и пр.) в фюзеляже за вторымм сиденьем имелся особый отсек.

Технические данные

Технические данные самолёта AF 2 (Absaugstorch) испытывавшегося в геттингентском аэродинамическом научно-исследовательском центре (Aerodynamischen Versuchsanstalt Gottingen e.V.)

рис.19

I Неспециализированные эти

Профиль крыла NACA 6218 g
Форма крыла близка к эллиптической
Крутка (геометрическая и аэродинамическая) крыла 0°
Угол установки крыла относительно оси двигателя ~ 1°
Относительная толщина профиля крыла 18%
Поперечное V крыла ~ 1°
Стреловидность крыла 0°
Относительное удлинение 1/9,65

II Размеры

1 Длины

Размах крыла 15,25 м
Большая протяженность 9,76 м
Большая высота 5,5 м
Большая ширина хорды крыла 1,86 м
Колея колёс шасси 3,38 м
Расстояние между осями колёс шасси и хвостовым палкой 6,65 м

2 Площади

Площадь крыла, включая элероны и закрылки: 24,1 м?
внутренний закрылок (одной консоли) 1,2 м?
внешний закрылок (одной консоли) 1,26 м?
элерон (одной консоли) 0,86 м?
Горизонтальное оперение:
стабилизатор 1,88 м?
рули высоты 3,12 м?
Вертикальное оперение:
киль 0,58 м?
руль направления 1,52 м?

III Весовые нагрузки

1) Вес самолёта (без горючего) 1115 кг
2) Полная нагрузка

a) 120 литров бензина 85 кг
b) 11 литров моторного масла 10 кг
c) экипаж (1 человек) 80 кг

3) Взлётный вес одноместного варианта 1290 кг.

4) Взлётный вес двухместного варианта 1370 кг.

5) Удельная нагрузка на крыло одноместного варианта 53,5 кг/м?

6) Удельная нагрузка на крыло двухместного варианта 56,8 кг/м?

IV Силовая установка

1) Двигатель As 10 H с электрическим приводом перестановки угла лопастей воздушного винта

a) взлётная краткосрочная мощность двигателя при 2080 об/мин — 275 л.с.
b) краткосрочная мощность двигателя при комплекте высоты при 2000 об/мин — 240 л.с.
c) повышенная мощность экономичного режима работы двигателя при 1930 об/мин — 215 л.с.
d) мощность на продолжительном экономичном режиме работы двигателя — 190 л.с.
e) удельный расход бензина при экономичном режиме работы двигателя 235 г/л.с.?ч

2) Воздушный винт

Тип: двухлопастный винт компании VDM с изменяемым шагом

Модель: 112 34 V 1

Диаметр: 2,26 м.

3) Воздуходувка

Потребляемая мощность при 3000 об/мин: приблизительно 45 л.с.

Максимально допустимая потребляемая мощность: 75 л.с.

Диаметр рабочего колеса воздуходувки: 590 мм

Величина оборотов на взлёте при 2100 об/мин двигателя: 3000 об/мин

Величина оборотов при посадке при 1050 об/мин двигателя: 3000 об/мин

4) Запас горючего: 120 л

V Эти по прочности конструкции

Запас прочности соответствовал группе H 3

Самый лучший музей техники в Германии! Про военную технику, самолеты, археологию! (part 1)

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: