Итальянские бумажные проекты. Проект двухмоторного истребителя Jona 10
В 1935-36 годах инженером Альберто Йона (Alberto Jona) был подготовлен проект двухмоторного истребителя с высокими для того времени характеристиками, названного Jona 10. Оригинальная концепция предусматривала использование радиального двигателя с передним винтом и двигателя с жидкостным охлаждением с задним винтом.
Причина этого необычного соединения находилась в меньшей уязвимости и большей компактности радиального двигателя и высокой адаптируемости V-образного двигателя с жидкостным охлаждением к аэродинамически необходимому постепенному сужению. Впоследствии относительно сопряжения различных двигателей было сделано несколько возражений со стороны полковника Кебрелли (Cebrelli), начальника технического секретариата генштаба ВВС из-за того, что использование двух различных двигателей подразумевает увеличение требуемого количества запасных частей. Поэтому проект претерпел эволюцию к принятию для самолетам обоих двигателей, переднего и заднего, V-образных жидкостного охлаждения.
Между тем министерство из-за интереса генерала Валле подготовило выделение средств на строительство опытного летного прототипа и планера для статических испытаний.
Следует отметить, что Jona 10 должен был участвовать в конкурсе декабря 1938 года на двухмоторный истребитель как конкурент Breda 88, Breda 94 и Caproni 153/155).
Для строительства этого самолета пришлось обратиться к одному из ведущих производителей итальянского авиапрома — Magni Aviazione, на которой уже были построены с хорошими результатами Jona 6 и Jona 6S.
Трудность в реализации этого прототипа состояла в том, что технические характеристики по новой формуле проекта были включены в министерский договор без учета доли риска производителя.
Эта новая формула была определена запросом министерства на математические исследования, касающиеся взаимодействия винтов самолета и учитывающие особенности распределения масс, а также запросом на эксперименты проводимые на масштабной модели с подобным распределением. Эта модель подвергалась испытаниям в вертикальной аэродинамической трубе и после получения положительных результатов была использована для определения необходимых размеров горизонтального хвостового оперения.
При непосредственном участии тогдашнего главы DGCA генерала Фиоре (Fiore) контракт был предложен компании Agusta. Agusta тогда была важным предприятием, но в плане кооперации она противодействовала стремлению взять на себя ответственность за столь рискованный проект, связанный с новой формулой контракта. В конце концов, после отказа Agusta большое выделение средств было отвлечено на другие нужды ВВС и проект был закрыт.
Спецификация Jona 10
Истребитель Jona 10 представлял собой вооруженным одноместным монопланом с тандемным расположением двигателей.
Этот самолет был разработан специально для стратегического применения. Его основные особенности:
- Высокая скорость — 530 км/ч у земли, 600 км/ч на высоте 4000 м.
- Большая дальность (для выполнения стратегических задач) свыше 2000 км при крейсерской скорости в 380 км/ч, которой добивались с помощью одного двигателя, приводя винт второго в зафлюгерованное положение.
- Большая огневая мощь — два синхронизированных пулемета в фюзеляже и два несинхронизированных крыльевых пулемета.
- Рациональная механизация крыла, состоящая из четырех систем: закрылки, предкрылки, элероны и убирающееся шасси.
- Отличный обзор вперед. Пилот был перед несущей поверхностью, сохраняя при этом преимущество переднего расположения двигателя в качестве защиты в случае капотирования.
- Практическое отсутствие крутящего и гироскопического моментов с одновременным улучшением управляемости.
- Высокая эффективность полета как на двух моторах, так и с одним неработающим двигателем. Также пилот самолета мог подходящим образом регулировать шаг винта, угол выдвижения закрылков и элеронов для адаптации к характеристикам скорости, нагрузки и высоты.
Принятая схема самолета единственной, позволявшей соединить в одной машине высокую скорость, необходимую для погони за самолетами противника, с низким потреблением топлива, необходимым для стратегического радиуса действия.
продольный разрез Jona10
Тот факт, что два двигателя размещены в тандеме, позволяет устранить момент рыскания из-за эксцентриситета оси тяги при остановке двигателя а также исключить неизбежный рост фронтальной поверхности при установке двигателей бок о бок.
Но наиболее важная и характерная сторона проекта состоит в возможности адаптации двигателей к конструкции самолета без хвоста — т.е. хвостовых балок, которые были бы серьезным ухудшением аэродинамики, сведшим практически на нет преимущество такой установки двигателей. Кроме того, хвостовые балки, как показывает подтвержденный опыт Hanriot, не достигают жесткости, необходимой для истребителя, предназначенного выполнять в воздухе акробатические эволюции.
Для оптимальной работы двигателя, необходимо было применение двухкилевого оперения подобного многим машинам с оборонительным пулеметом.(1)
Для того чтобы сохранить высокую нагрузку на крыло, не увеличивая трудности взлета и посадки изучались специальные убирающиеся стойки шасси, наделенные аэродинамическими тормозами. Эта стойка шасси имела очень простой кинематический механизм, гарантировавший безопасную эксплуатацию. Что касается вклада стоек шасси в несущую поверхность, то они составляют 2 м², и, что очень важно, создают стабилизирующий эффект, аналогичный полученному у стойки с фиксированным носителем Белланки и Магни (Bellanca e di Magni).
Воспроизведение оригинального патента инженера Йона (Первый патент за номером 342987, поданный 22 июня 1935 года)
Устойчивость движения гарантировалась, прежде всего, стреловидностью установки крыла. Однако, в отличие от других самолетов, таких как английский «Птеродактиль», который рассчитывался почти только на эффект стреловидности, для Jona 10 предпочли не отходить от эволюционных особенностей знакомых пилотам, чтобы сохранить независимость от несущий поверхности горизонтального и вертикального оперения.
Шасси расположено примерно на 40% от длины хорды и взаимодействует с закрылками и предкрылками. Закрылки автоматически открываются при выпуске шасси, кроме того, когда закрылки опускаются петли предкрылка находятся в условиях, советуемых теоретической аэродинамикой. Предкрылок с учетом особой системы, созданной для крепления крыла не ослабляет ни в коей мере его конструкцию и жесткость кручения.
Все соответствующие расходные нагрузки, составляющие прим. 1200 кг, находится рядом с центром тяжести в фюзеляже и в соединении крыла с фюзеляжем.
Крыло
Характеристика крыла в плане была изучена с целью определения стабильности формы и центровки. Структурно крыло состоит из:
- центральной части с большой средней траверзой и стреловидностью в 12°, предназначенной для уборки стоек шасси,
- консолей крыла со стреловидностью 30°, предназначенных для несения элеронов крена и изгиба и предкрылков.
Лонжероны крыла сварены из стальных хромо-молибденовых труб. Нервюры выполнены из дюралюминиевых профилей. Обшивка дюралюминиевая.
Связь между траверзой и крылом осуществляется с помощью двух соединений машины с вертикальным шарниром. Связь по траверзу между крылом и конструкцией фюзеляжа состоит из реальных участков трубчатых лонжеронов таким образом, что статические эффекты крыла могут считаться совсем неделимыми от конструкции фюзеляжа.
Геометрические характеристики крыла:
Размах крыла, м | 12,75 |
Максимальная длина хорды, м | 2,85 |
Средняя длина хорды, м | 2,10 |
Угол поперечного V крыла | 8° |
Стреловидность траверза | 12° |
Стреловидность края консоли | 30° |
Угол атаки | 2° |
Удлинение | 6,05 |
Площадь крыла, м² | 26,82 |
Элероны и закрылки крыла
Элероны крена расположены на задней кромке крыла ближе к краю консолей. Механическое дистанционное управление позволяет опустить одновременно элероны для маневра, используя их частично как закрылки. Закрылок расположен перпендикулярно фюзеляжу и занимает 28 % хорды. Опускание происходит одновременно с тем элероном изгиба, но в разной степени. На задней части крыла расположены закрылки типа Handley Page. Придаточное крыло не предусматривается: когда стойка шасси опускается, она представляет собой щелевой щиток, действующий вместе с закрылком.
Геометрические характеристики элеронов и закрылков
Полная площадь элеронов изгиба и крена, м² | 2,20 |
Полная площадь закрылка, м² | 2,20 |
Размах предкрылков, м | 3,00 |
Фюзеляж
Строго говоря, можно было бы говорить не о фюзеляже, а о гондоле с кабиной пилота. Но мы все таки назовем фюзеляжем центральную структуру, охваченную моторамами переднего и заднего двигателей.
Фюзеляж предназначен для размещения пилота, части вооружения, топливных баков, механизма уборки шасси и различной аппаратуры.
Конструкция фюзеляжа сварена из стальных хромо-молибденовых труб. Обшивка для облегчения доступа к внутренним агрегатам выполнена из листового дюралюминия, не является работающей и имеет постоянную толщину в 0,5 мм.
Убирающиеся шасси и аэродинамические тормоза
Как видно из рисунков, основные стойки шасси состоят из штанг, выполнявших помимо статической функции еще функции стабилизирующую и создания высокой подъемной силы; штанга с внутренней телескопические скобки является основой крепления механизма уборки.
Внешняя штанга стойки несет амортизаторы, колеса и аэродинамический тормоз.
Она крепится на петлях на вспомогательной оси, параллельной хорде (после работы механизма сокрытия) и сгибается к внутренней части крыла таким образом, что полностью убирает колесо в нишу между крылом и фюзеляжем. Операция уборки выполнялась посредством двух следующих этапов:
- сокращение телескопической штанги крепления,
- подъем вверх телескопической штанги до помещения колеса в нишу.
Геометрические характеристики стоек шасси и аэродинамических тормозов:
Ширина колеи, м | 3,05 |
Угол между штангами стоек | 53° |
Общая спроектированная площадь, м² | 2 |
Высота каждого аэродинамического тормоза, м | 1,25 |
Площадь аэродинамический тормоза м² | 0,70 |
Хвостовое колесо ориентируемое.
Необходимость в пространстве для винта заднего двигателя делает хвостовое колесо важной частью шасси. Оно представляет собой устойчивый трехгранник состоящий из вилки из двух жестких стержней и третьего стержня, включающего деформируемый масляный амортизатор. Колесо регулируемое.
Моторама
Обе моторамы выполнены из стальных хромо-молибденовых труб. Они сильно отличаются по конструкции, так как одна предназначена для установки радиального двигателя с воздушным охлаждением, в то время как у другой задачами являются фиксация рядного двигателя с водяным охлаждением и крепление хвостового оперения. Тем не менее, они имеют такие же характеристики соединения с фюзеляжем в результате продольной симметрии центральной его части.
Хвостовое оперение
Горизонтальное оперение консольное со сквозным лонжероном, фиксируемым снизу в замок заднего двигателя. конструкция оперения выполнена из дюралюминия с дюралевым покрытием. Концы горизонтального оперения являются креплением для оперения вертикального. Руль высоты находится в центральной части горизонтального оперения, с тем чтобы избежать любого вмешательства руля направления.
Геометрические характеристики хвостового оперения
Горизонтальное оперение
Размах, м | 4,40 |
Площадь стабилизатора, м² | 3,06 |
Площадь руля высоты, м² | 1,70 |
Общая площадь оперения, м² | 4,76 |
Вертикальное оперение
Высота, м | 1,30 |
Площадь киля, м² | 1,04 |
Площадь руля поворота, м² | 0,90 |
Общая площадь оперения, м² | 1,94 |
Управление
Управление самолетом и двигателем выполнены с помощью жестких передач.
В дополнение к командам управления вооружением, радиооборудованием, закрылками, тормозной и обычными бортовыми системами, существуют команды управления механико-гидравлическим устройствам для одвременного открытия основных стоек шасси и хвостового колеса. Кроме того, команды изменения шага двух винтов с автоматическим отключением для определенных эффектов лопастей.
Топливная система
В оба двигателя топливо подается под давлением через насос. Все баки выполнены из листов дюралюминия, соединенных с помощью клепки. Схема распределения емкостей баков выглядит следующим образом:
Передняя группа | |
Верхний топливный бак, л | 200 |
Центральный топливный бак, л | 280 |
Нижний топливный бак, л | 230 |
Задняя группа | |
Единственный топливный бак, л | 530 |
Крыльевые баки | |
Правый топливный бак, л | 120 |
Левый топливный бак, л | 100 |
Общая емкость топливных баков, л | 1460 |
Циркуляция смазки
Маслосистема состоит из двух дюралюминиевых баков — переднего (110 л) и заднего (50 л), соединенных с помощью клепки по типу Мона (Mona). Маслорадиатор переднего двигателя с капотом Магни (Magni) с очевидными достоинствами аэродинамической эффективности и малой длины трубопровода.
Документация, предоставленная журналу Aerofan лично инженером Йона, которого издание благодарит для сотрудничество
Задний маслорадиатор расположен в стабилизаторе горизонтального оперения имея те же достоинства, что и передний маслорадиатор.
Циркуляции охлаждающей воды
Циркуляция воды поддерживается центробежным насосом заднего двигателя. Радиатор помещается в крыле. Горячей вода сохраняется даже тогда, когда полет происходит только с работающим передним двигателем, используя выхлопные газы и получая новую циркуляцию в термосифоне. Это позволяет рассчитывать на легкий запуск двигателя, как только обстоятельства требуют использовать мощность всех двигателей. Радиатор оснащен дроссельной заслонкой.
Запуск
Запуск осушествляется от баллона с помощью распределителя сжатого воздуха и топливной форсунки Fimac. Баллон, также используемый для работы аэродинамических тормозов, загружается с помощью компрассора типа Zenith, установленного у переднего двигателя. Кроме этого еще планировалась установка компрессора Garelli. Как уже упоминалось, в целях облегчения запуска заднего двигателя в полете, вода сохранялась с соответствующей температурой.
Огнетушитель
Огнетушители установленного типа емкостью 4 литра, по одному для каждого двигателя.
Различное оборудование
Помимо основного предусматривалось дополнительное оборудование: устройство электрической системы для ночных полетов, ингалятор кислорода для большой высоты, приемно-передающая радиостанция. Также планировались установка автопилота для стратегических полетов и аэрофотокамера O.M.I. 13×18 F.300.
Вооружение
2 фюзеляжных синхронизированых 7,7-мм пулемета Breda-SAFAT
2 крыльевых 12,7-мм пулемета Breda-SAFAT
Силовая установка
Звездообразный 14-цилиндровый двигатель воздушного охлаждения Piaggio XI R.C.30 мощностью 950 — 1000 л.с..
12-цилиндровый двигатель водяного охлаждения Isotta Fraschini Asso XI R.C.45 мощностью 820 л.с..
Металлический двухлопастный тянущий винт с переменным шагом фирмы Piaggio.
Металлический трехлопастный толкающий винт с переменным шагом фирмы Piaggio.
Тактико-технические характеристики
Размах, м | 12,75 |
Длина, м | 8,80 |
Высота, м | 3,20 |
Площадь крыла (полетная конфигурация), м² | 26,82 (стойки шасси убраны) |
Площадь крыла (посадочная конфигурация), м² | 28,82 (стойки шасси выпущены) |
Теоретическая площадь при посадке, м² | 39,80 (создание высокой подъемной силы) |
Масса пустого самолета, кг | 2000 |
Полезная нагрузка, кг | 1400 |
Общий вес, кг | 3400 |
Мощность двигателей, л.с. | 1800 |
двигатель Piaggio P.XI.R.C. 30, л.с. | 980 |
двигатель Isotta Fraschini Asso XI R.C.45, л.с. | 820 |
Максимальная скорость у земли (2 двигателя), км/ч | 530 |
Максимальная скорость на высоте 4500 м (2 двигателя), км/ч | 600 |
Минимальная скорость у земли с выпущенными закрылками, км/ч | 105 |
Крейсерская скорость на высоте 2000 м (2 двигателя), км/ч | 500 |
Крейсерская скорость на высоте 2000 м (1 двигатель), км/ч | 385 |
Потолок (теоретический), м | 14000 |
Время набора высоты 5000 м | 4′ 30″ |
Радиус действия с двумя работающими двигателями, км | 700 |
Радиус действия с одним работающим двигателем, км | 1000 |
Удельная нагрузка на крыло полетная, кг/м² | 127 (стойки шасси убраны) |
Удельная нагрузка на крыло посадочная, кг/м² | 118 (стойки шасси выпущены) |
Удельная нагрузка на крыло теоретическая при посадке, кг/м² | 86 (создание высокой подъемной силы) |
1) Предположительно конфигурация c вертикальным двойным оперением говорит о предыдущей разработке
источник: Aerofan 03/1979 Il caccia bimotore Jona 10
В заключение хотелось бы добавить библиографическую справку об Альберто Йона
Альберто Йона
Альберто Йона родился в 1904 году. В 1928 году получил диплом по машиностроению в Политехническом институте Турина, в этом же году поступил в Техническое бюро авиационного моторостроения концерна FIAT, где он работал над развитием двигателей A.S.3 для гоночных самолетов на Кубок Шнайдера. в 1929 году он отправился на гидростанцию Калшот (Calshot), где исследовал причины неудач M.67 и C.29. Позднее он работал над двигателем A.S.6 для рекорда ди Анжело (di Agello), после чего перешел работать в CMASA в Марина ди Пиза, проектировать самолеты Розателли и, наконец, где вместе с инженером Гуиди (Guidi) и Стиавелли (Stiavelli) разработал морской разведчик M.F.4.
В 28 лет после того как Йона ушел из КБ в Марина ди Пиза, решив начать проектирование собственных самолетов. Он создал в Риме свое собственное техническое бюро, начав разработку проекта самолета с множеством оригинальных черт — Jona J.6.
В 1938 году из-за различных превратностей Альберто Йона он оставил проектирование самолетов и работал как внешний консультант для Olivetti.
В послевоенное время его студия авиационного консалтинга (Studio di Consulenza Aeronautica), расположенная в Риме, представляла в Италии многочисленные британские фирмы авиационных компонентов, включая, например, антиобледенительные системы для PD-808 и Starfighter. В 1980 году инженер Альберто Йона работал в качестве консультанта британской группы Lucas Aerospace.
источник: http://www.alireggiane.com/t24-gli-aeroplani-di-alberto-jona
