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.
|
