Экспериментальный самолёт AF 2. Германия

Данный материал был переведен уважаемым коллегой NF.

Предисловие

Знаменитый Fieseler Storch в 1939 году был использован как второй опытный самолёт в расположенном в Геттингене испытательном аэродинамическом авиационном центре для исследования отсоса пограничного слоя воздуха с несущих поверхностей. Первый самолет, при помощи которого проводили подобные исследования, AF 1 (D-IIII) был создан в 1933 году и долгое время использовался весьма интенсивно. Известный своими хорошими лётными характеристиками и особенно очень коротким разбегом Storch с установленными на нём специальным крылом позволил еще более эффективно улучшить отсос пограничного слоя воздуха.

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

рис.1

рис.2

рис.3

По сравнению с нормальным исходным Fi 156 C-1 были внесены следующие изменения:

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

В 1940-м году дипломированный инженер Штюпер (Stüper) разработал новое крыло о следующими характеристиками:

• размах 12,5 м;
• площадь 18,2 м²;
• удлинение а 8,6;
• удельная нагрузка 75,2 кг/м².
• окраска крыла самолета:
• нижняя поверхность — оттенок 02 (Farbton 02),
• верхняя поверхность — оттенок 021 (Farbton 021).

Описание

I Планер самолета

1 Крыло

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

По длине крыла были размещены щелевых закрылка, через которые с поверхности крыла отсасывается пограничный слой воздуха. На внешних секциях крыла заподлицо с профилем крыла были расположены элероны (рис. 4). Данные о длине, площади и углам отклонения рулей размещены в прилагающихся данных по самолёту.

рис.4

рис.5

рис.6

рис.7

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

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

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

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

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

2 Фюзеляж

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

рис.8

рис.9

По сравнению с серийно изготавливавшимися машинами Storch фюзеляж экспериментального самолёта имел ряд 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 набор фюзеляжа не был изменен;
• e) для установки элементов отсоса пограничного слоя воздуха одна из боковых стоек фюзеляжа присоединялась при помощи шарниров;
• f) дверца кабины пилота была сбрасываемой.

3 Хвостовое оперение и элероны

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

4 Привод элементов системы управления

Управление по направлению осуществлялось при помощи нажатия на ножные педали, привод рулей высоты и элеронов осуществлялся как обычно при помощи установленной в кабине ручки управления. Тросы системы управления рулями высоты и направления были частично изготовлены из стального профиля, а тяги были изготовлены из дюраля. Изменения были вызваны необходимостью установки элементов для отсоса слоя воздуха (рис. 9).

Привод элеронов осуществлялся при помощи дюралевых тяг. Дюралевые тяги были расположены в крыле и были разработаны заново. В тоже время расположенные в фюзеляже дюралевые тяги были оставлены такими же, что были установлены на обычные самолеты Storch. Установленные в крыле рычаги системы управления были изготовлены из электрона.

Опоры и шарниры системы управления использовали шарикоподшипники. К ним был обеспечен удобный доступ для обслуживания (рис. 10).

Стабилизаторы и триммеры 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 усилие передавалось на тягу. Внутри фюзеляжа привод был изменён и дополнительно был установлен второй рычаг, управлял которым наблюдатель. Внутри крыла элементы привода закрылков были выполнены в виде разработанных заново дюралевых тяг.

Рычаги привода системы управления элеронами были изготовлены из электрона. Элементы управления закрылками и элеронами были соединены вместе (рис. 11) позволяя получить необходимую величину отклонения рулей. Элероны и закрылки могли одновременно поворачиваться относительно своей оси. В то же время было предусмотрено и независимое от закрылков перемещение элеронов, которое осуществлялось при помощи ручки управления.

5 Шасси

Шасси по своему исполнению, включая хвостовой костыль, оставалось таким же, как и на обычной версии самолёта, и было изготовлено фирмой G.F.W. Шасси имело большой запас прочности и позволяло выполнять посадку на плохо подходящих для этого участках местности со скоростью снижения до 4,7 м/c. Соответственно был велик – до 670 мм – и ход подвески основных стоек шасси, имевших гидравлическую тормозную систему. Тормозная система приводилась в действие путём нажатия на ножную педаль. Колёса основных 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 костыля был отлит из стали и был легкозаменяемым.

II Силовая установка

Самолет AF 2 получил не обычный для Storch-а двигатель As 10 C (240 л.с.), а более мощный As 10 H (275 л.с.). Этот авиадвигатель отличался от As 10 С только внешне заметным приводным фланцем коленчатого вала на задней стенке двигателя, через который отбиралась мощность в размере 75 л.с. (рис. 13), и увеличением максимальных оборотов двигателя с 2000 об/мин. до 2100 об/мин. Увеличение мощности силовой установки на 35 л.с. частично компенсировало затраты на привод системы отсоса пограничного слоя воздуха.

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

рис.13

В самолете Storch обычно обеспечивалось совмещение подачи газа и работы регулятора топливовоздушной смеси с дополнительной подачей воздуха для работы силовой установки. Из-за установки системы отсоса воздуха это устройство было снято, поскольку исследования проводились на высотах менее 1500 метров и необходимость в подаче дополнительного воздуха отпадала. Топливный бак ёмкостью 120 литров располагался не в крыле как у обычного Storch-а, а находился в фюзеляже рядом с кабиной. Такое изменение было необходимо 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 обычными магнето фирмы Bosch.

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

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

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

Механизм изменения шага воздушного винта был электрическим, и само изменение осуществлялось нажатием пальца пилота на переключатель, расположенный рядом с рычагом подачи газа. Специальный указатель постоянно показывал, в каком положении находятся лопасти винта.

III Система отсоса пограничного слоя воздуха

1 Воздухопроводящие каналы

Через клапаны, имевшие вид вытянутых по размаху крыла щелей, и через отверстия позади переднего лонжерона воздух сначала попадал в камеры, расположенные в пространстве между передним и задним лонжеронами. Затем воздух от корневой части крыла через тонкую алюминиевую трубу поступал к размещенной в фюзеляже воздуходувке. Далее через свободное пространство перед стабилизатором через шлицы выбрасывался наружу (рис. 12).

В корневой части крыла в воздуховоде имелась щель. Эта щель плотно перекрывалась специально предназначенной для этих целей манжетой. В изгибах воздуховода также находились профилированные лопатки, служившие для снижения потерь потока воздуха.

2 Воздуходувка и ее привод

Воздуходувка представляла собой одноступенчатый аксиальный нагнетатель с приспособлениями, регулировавшими поступление и выброс воздуха. Рабочее колесо с двенадцатью лопатками было изготовлено 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, обеспечивавшее его свободное вращение. Благодаря этому 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 овальной стальной трубчатой стойки, которая была присоединена к узлам крепления.

Привод к воздуходувке подходил из задней части двигателя через дважды изогнутую трансмиссию с четырьмя коническими передачами. На торцевых частях валов имелись резиновые шарниры, которые могли смещаться относительно своей оси, что позволяло избежать возникавших в соединении напряжений.

Посредством подвижного сцепления, которое на первом валу находилось между противопожарной перегородкой и приборной доской, можно 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 можно было регулировать от максимальной при старте до минимальной при посадке вне зависимости от оборотов двигателя самолёта. Специальный переключатель, при помощи которого можно было регулировать редуктор воздуходувки, находился 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 конце вала воздуходувки.

рис.18

Все подшипники трансмиссии воздуходувки и приводных валов 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 служили плотно закрывавшиеся крышки.

IV Оборудование

Самолёт AF 2 представлял собой несколько изменённый вариант обычного гражданского самолёта и каких-либо приборов и оборудования, характерных для самолетов, использовавшихся в ВВС, на нём не было.

1 Для снижения веса самолёта на нём было смонтировано минимально возможное количество 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 переключатель;
• — одна сигнальная лампочка на приборной доске.

Бортовые огни и прожектор, а так же радиостанция и световая сигнализация отсутствовали.

V Средства измерения

1 Несущие плоскости

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

Для монтажа средств измерения, необходимых для замера взлётных характеристик, 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 необходимом количестве разместили в алюминиевых трубках, закреплённых на каждой из несущих поверхностей (рис. 20).

рис.20

Для замера статического давления вдоль размаха крыла в пределах камер в районе проходов на заднем лонжероне располагались места для крепления измерительной проводки, представляющей собой алюминиевые трубки (рис. 20 и 21).

рис.21

Свободные концы проводки проходили через корневые части крыла к фюзеляжу.

2 Фюзеляж

В аэродинамическом канале перед отсасывающей воздух воздуходувкой и за ней располагалась проводка, служившая для замеров статического давления в различных точках (рис. 22).

рис.22

Для размещения различных измерительных приборов (самописец и пр.) в фюзеляже за вторымм сиденьем имелся специальный отсек.

Технические данные

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

рис.19

I Общие данные

• 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
• Максимальная длина 9,76 м
• Максимальная высота 5,5 м
• Максимальная ширина хорды крыла 1,86 м
• Колея колёс шасси 3,38 м
• Расстояние между осями колёс шасси и хвостовым костылём 6,65 м

2 Площади

• Площадь крыла, включая закрылки и элероны: 24,1 м²
• внутренний закрылок (одной консоли) 1,2 м²
• внешний закрылок (одной консоли) 1,26 м²
• элерон (одной консоли) 0,86 м²
• Горизонтальное оперение:
• стабилизатор 1,88 м²
• рули высоты 3,12 м²
• Вертикальное оперение:
• киль 0,58 м²
• руль направления 1,52 м²

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/м²
• 6) Удельная нагрузка на крыло двухместного варианта 56,8 кг/м²

IV Силовая установка

• 1) Двигатель As 10 H с электрическим приводом перестановки угла лопастей воздушного винта
  • a) взлётная кратковременная мощность двигателя при 2080 об/мин — 275 л.с.
  • b) кратковременная мощность двигателя при наборе 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 фирмы VDM с изменяемым шагом
  • Модель: 112 34 V 1
  • Диаметр: 2,26 м.
• 3) Воздуходувка
  • Потребляемая мощность при 3000 об/мин: примерно 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 топлива: 120 л

V Данные по прочности конструкции

• Запас прочности соответствовал группе H 3.
• Максимально допустимый взлётный вес двухместного варианта: 1350 кг
• Максимально допустимая горизонтальная скорость: 185 км/ч
• Максимально допустимая скорость при пикировании: 250 км/ч
• Допустимая скорость полёта в условиях плохой видимости: 140 км/ч
• Допустимая скорость при отклонении закрылков до 24°: 125 км/ч
• Допустимая скорость при отклонении закрылков до 48°: 95 км/ч

VI Положение центра тяжести

• 1) Одноместный вариант самолета (полный запас топлива): 32 % v. tmax.
• 2) Одноместный вариант самолета (основная часть топлива израсходована): 34,5 % v. tmax.
• 3) Двухместный вариант самолета (полный запас топлива): 35 % v. tmax.
• 4) Двухместный вариант самолета (основная часть топлива израсходована): 37 % v. tmax.

Для 1 и 2 полетный вес 1290 кг

Для 3 и 4 полетный вес 1370 кг

Весовые нагрузки

I Несущие плоскости в комплекте.

• 1 Правая консоль крыла: 106,5 кг
• 2 Левая консоль крыла: 110,5 кг
• Всего: 217,0 кг

II Система отсоса пограничного слоя воздуха

• 1) Вал №1 в комплекте с болтами: 3,7 кг
• 2) Вал №2 в комплекте с болтами: 3,0 кг
• 3) Вал №3 в комплекте с болтами: 10,0 кг
• 4) Вал №4 в комплекте с болтами: 4,3 кг
• 5) Муфта сцепления конической зубчатой передач и валом №1 в масляной ванне: 14,6 кг
• 6) Коническая зубчатая передача II в сборе: 4,65 кг
• 7) Промежуточный подшипник: 1,85 кг
• 8) Коническая зубчатая передача III в сборе: 4,6 кг
• 9) Воздуходувка с конической зубчатой передачей IV, масляной ванной и каплевидным кожухом в сборе: 38,93 кг
• 10) Поддерживающие стойки с элементами крепления воздуходувки: 2,92 кг
• 11) Воздушный канал перед воздуходувкой: 16,67 кг
• 12) Воздушный канал за воздуходувкой: 9,6 кг.
• Общий вес: 114,92 кг

III Удельная мощность воздуходувки

• G/N = 115/45 = 2,55 кг/л.с.

Источники:

1. Baubeschreibung des Absaugeflugzeuges AF 2 (Absaugestorch), Dez. 1942
2. Datenblatt für das Absaugeflugzeug AF 2,1940
3. Schmierplan für Absaugeanlage AF 2, 17. 9.1940
4. Absaugeflugzeug AF 2, Zeichnung W 10/02-01-06, 25.1.1941.

источник: «Absaugestorch Absaugeflugzeug AF 2» LUFTFAHRT international 6