Технические данные S-301


 

1.     ОБЩЕЕ  ОПИСАНИЕ 

2.      Самолет S-301  является  представителем week-end класса и предназначен для выполнения фигур cложного пилотажа  пилотами средней квалификации. В рамках приведенных в данном описании ограничений владелец определяет сам сферу применения данного летательного аппарата.

Как  моноплан  с  низкорасположенным   крылом  несимметричного  профиля,  самолет  несиметричен,  т.е.  полет  перевернутый  потребует   большего  напряжения  от  пилота,   что  делает  длительные  перелеты  в  перевернутом  положении  утомительными

  Общие технические данные:

 

S-301 “Romp”

S-302”Romp-Pro”

S-303”Super-Romp”

Двигатель

ROTAX-582

ROTAX-912

HIRTH-F30EP(115

Длина                                        

4,33м

4,50

4,50

размах                                       

6,40м

7,90

5,5

высота                                          

1,90м

1,90

1,90

площадь крыла                              

5,24кв.м

6,25

5,5

удлинение крыла                           

7,8

10

5,5

площадь стабилизатора                    

1,32кв.м

1,30

 

профилировка  крыла                                               

NACA652мод

NACA652мод

 

стабилизатора                             

NACA 65-008

NACA 65-008

NACA 0012

колея  шасси              

1,5 м

1,5 м

1,5 м

база шасси                                   

1,2 м

1,2 м

-

V крыла

2,50

2,0

0

Вес  конструкции                                 

150 кг

175

170

Вес топлива                                       

35 кг

50(до 80)

40

пилота                                           

75 кг

75

75

полезный

10

70 кг

-

взлетный  номинальный                      

260 кг

305

280

максимальный

300 кг

 

 

Скорости

 

 

 

Взлета (чистое  крыло)

90 км/час

 

 

закрылки  250

76 км/час6

 

 

Посадки (чистое  крыло

88 км/час

 

 

закрылки  420

68 км/час

 

 

Набора высоты

120 км/час

 

 

Крейсерская

155 км/час

 

 

Максимальная

245 км/час

 

 

Предельная (ограничение  по  прочности)

360 км/час

 

 

Предельная с закр.25o

200 км/час

 

 

Краткое описание констукции базового варианта S -301 Сорванец

Планер самолета изготовлен из композиционных материалов с применением угле- стекло- арамидных  волокон  в сочетании с  эпоксидно-диановыми  и  эпоксифенольными   связующими.  Все  поверхности имеют  сэндвичевую  конструкцию с заполнителями из поливинилхлоридных и эпоксидных  пенопластов.

Вакуумная формовка в матрицах с температурными режимами  70 градусов для поверхностей,  формовка под давлением 0.4-0.5МПА при температуре 150гр для углепластиковых элементов конструкции (пояса лонжеронов крыла, закрылков, стабилизатора)

1. 1.ФЮЗЕЛЯЖ

Фюзеляж самолета представляет собой типичную монококовую конструкцию с переменной толщиной  силового материала. Две симметричных половины, собранных по ДП,  с вклеенными шпангоутами и стенками

Обшивка фюзеляжа трехслойная с  декоративным окрашенным слоем. Необходимая прочность  достигается  соответствующим распределением силового материала- как толщины обшивки, так  и сечений бимсов, поясов в зонах установки шпангоутов, стенок.

Первый шпангоут (стенка мотоотсека)  воспринимает усилия от четырех  узлов  крепления  моторамы  и  узла крепления  носовой  стойки.  От  мест крепления узлов  моторамы  ленточные упрочнения  (бимсы) идут вдоль  всего фюзеляжа  и  заканчиваются в зоне лонжерона  киля. ШП.1 и крыльевой короб соединяют две стенки, на  которых  закреплены  узел носовой стойки шасси,  узел  крепления  подкоса  носовой  стойки,  педали  путевого  управления.

Крыльевой короб - конструктивный  элемент   для  восприятия   нагрузок  от комлевых частей лонжеронов   плоскостей. Отформован из многослойного  стеклопластика, заформованные силовые стаканы являются  местами восприятия основных усилий от несущих плоскостей. На задней стенке короба закреплены блок Рукояти Управления Самолетом (РУС) и приводы каналов тангажа   и  крена.

Бортовые нервюры служат для восприятия крутящего момента от плоскостей через силовые штыри, усилий от рессоры  шасси. Конструктивно- пластина из высокопрочного алюминиевого сплава, заформованного в центроплан.

Чаша пилотского кресла состоит из двух частей- снимаемой при сборке-разборке самолета передней части, и задней, демонтаж  которой при стандартной эксплуатации не производится.

В зоне левого подлокотника установлен блок управления двигателем, закрылками, в спинной части кресла в нише парашюта съемный лючок для доступа к триммерному механизму и промежуточной качалке канала тангажа.

Начинающаяся за креслом стенка замыкает силовой контур фюзеляжа (участки фюзеляжа выше этой стенки не являются несущими). На шпангоуте кабины (N2) установлены в нижней части блоки роликов канала управления по курсу и в верхней части узлы сброса фонаря.

Фонарь - отформованные две части (внутренняя и наружная) склеены вместе и к ним в паз на наружной части вклеено остекление.

. Сечения фонаря коробчатые с заполнителем из пенопласта. В местах приложения сосредоточенных нагрузок- шток подъемника, узлы крепления- в переплет заформованы усиливающие пластины.

Шпангоуты 3 и 4 являются подкрепляющими. В месте излома ШП4 установлен кронштейн крепления передней кромки стабилизатора.

Шпангоут 5 (лонжерон киля) повышенной прочности для восприятия усилий от:(снизу вверх)-хвостового костыля, нижнего узла навески руля направления, крепления стабилизатора, верхнего узла навески руля направления.

     1.2.КРЫЛО.

Профиль крыла ламинарный, разработанный на базе серии NACA-64, что накладывает на владельца самолета требования по содержанию поверхности крыла в идеальном состоянии- в этом случае покрытая восковой мастикой и отполированная поверхность крыла вознаградит старательного владельца и высокой скоростью полета и отменной экономичностью. Закрылки выдвигающиеся, траектория выдвижения закрылков позволяет получать ощутимую прибавку подъемной силы с самого начала движения закрылков, что при некоторых навыках пилота дает возможность непосредственно управлять подъемной силой - в том числе и во время эволюций.

Крыло спроектировано по однолонжеронной схеме- т.е. основные усилия воспринимаются передним  лонжероном.  Конструкция  его  коробчатая  на  участках с 1 по 4 нервюры, далее по консоли  одностеночная.  Полки лонжерона  изготовлены из высокопрочного  углепластика, позволяющего воспринимать в  полете перегрузки  до+6g-4g.

Подкрепляющая стенка второго лонжерона служит для крепления  элементов механизации задней кромки- элеронов, закрылков, усилия от которых через нервюры передаются на стенки переднего лонжерона. Поперечными элементами конструкции крыла являются нервюры - 6штук (первая-корневая). Первая  нервюра  из дюралюминиевого сплава 4мм. На ней закреплены обоймы  сферических  подшипников  узлов фиксации  крыла,  узел привода  управления закрылком  и направляющая  закрылка.  Остальные  нервюры трехслойные  с  дополнительными упрочнениями в  местах  установки  кронштейнов  системы управления.

Обшивка крыла состоит из двух панелей- верхней и нижней, трехслойной конструкции. Соединение панелей при помощи замка в зоне передней кромки. Окончание панелей - в зоне нервюры N6 -в этом месте к панелям крепится законцовка  крыла.

     ЗАКРЫЛКИ

Конструкция закрылка - однолонжеронная, лонжерон с полками из углепластика и стенкой  трехслойной конструкции. По концам стенки лонжеронов входят в дюралевые вкладыши, которые в сумме с корневыми нервюрами из того-же материала служат надежной опорой для штырей, обеспечиваюших пространственное положение закрылков при перемещении по направляющим.

Корневые нервюры  изготовлены из дюралевой 4мм пластины, заформованы в верхнюю поверхность закрылка. Силовые нервюры привода закрылка с запрессованными сферическими подшипниками так-же дюралевые.

Обшивка закрылка, как и крыла, из двух панелей - верхней и нижней, трехслойной конструкции.

Если прочность закрылков вполне достаточна для удовлетворения требований самых требовательных асов в воздухе, то она, увы, недостаточна для скашивания высокой травы и сельскохозяйственных культур на произвольно выбранных посадочных площадках. Но если это случилось и закрылки повреждены - сообщите диллеру или напрямую изготовителю.

ЭЛЕРОНЫ

По-прежнему, один лонжерон, на стенке которого закреплены три кронштейна навески элерона и приводной рычаг.  Запрессованные в эти узлы сферические подшипники при наличии смазки  сделают в течении долгого времени  безрезультатными попытки обнаружить люфты в этом канале управления.

Общие рекомендации по крылу: кроме очерченного в корневой  части  крыла места больше нигде обшивка не выдержит Вашу попытку прогуляться по  крылу без следов на обшивке.

        1.3. ХВОСТОВОЕ  ОПЕРЕНИЕ

Хвостовое  оперение  конструктивно  представляет  собой  однолонжеронный  стабилизатор  с  обшивкой  из  трехслойной  композиции  стекло-пенопласт-стекло  и  рулей  высоты,  навешенных  на  три  узла  навески  каждый.  Рули  высоты  конструктивно  не  отличаются  от  элеронов. Весовая  балансировка рулей  высоты реализована  посредством  балансировочных  свинцовых  грузов,  закрепленных  на  промежуточных  нервюрах  рогового  аэродинамического  компенсатора. О  пространственном  положении  силовых  узлов  и  элементов  конструкции  можно  судить  по  рисунку     .

Закрепление  стабилизатора  на  фюзеляже  -  по  передней  кромке  стабилизатора  двумя  штырями ,  передающими  на  фюзеляж  крутящий  момент  от  стабилизатора  вокруг  оси  Z.,  и  двумя  болтами  в  плоскости  лонжерона  киля  для  передачи  поперечных  сил  и  моментов  вокруг  продольной  оси  самолета. Заформованная  в  стенку  стабилизатора  Т-образная  пластина  служит  звеном  для  передачи  этих  усилий.

        1.4. ШАССИ

На  первых  двух  машинах  С-301  рессора  основной  стойки  титановая,  на  следующих -стеклопластиковые.  Колеса  с  пневматиками  300мм  являются  результатом  компромисса  в  выборе  между  стационарными  ВПП  и  грунтовыми. Тормоза  колодочные,  привод  механический  от  рычага  на  РУС.

Носовая  стойка  телескопическая,  с  пружинным  амортизатором.  Шток  стойки  проходит  сквозь  всю  длину  для  восприятия  управляющих  усилий,  т.к.  стойка  управляемая.  Тросовая  проводка  канала  курса  соединена  с  петлей  стойки.  Диапазон  углов  поворота  стойки  600,  что  полностью  удовлетворяет  пилотов.

      1.5. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ
Система управления  самолета имеет следующие каналы:

·       управления по тангажу

·       по крену

·       путевое управление

·       управление выпуском - уборкой закрылков

·       управление силовой установкой

·       тормозная система

·       вспомогательное  управление

 

Управление  по  тангажу  реализовано  при  помощи  тяг,  передающих  через  две   две  промежуточные  качалки  управляющее  усилие  на  привод  рулей  высоты. Передаточные  соотношения  легко  корректируются  заменой  промежуточной  качалки  с  иным  соотношением  плеч.

Проводка  канала  элерона  предельно  проста - раздаточная  качалка  на  центральном  крыльевом  коробе  с  приводом  от  РУС,  две  тяги,  идущие  в  плоскости,  промежуточные  опоры  в  плоскостях  в  виде  люнетов,  и  угловая  качалка  с  короткой  приводной  тягой  на  третьей  нервюре  плоскости.  При  расстыковке  плоскостей  канал  элерона  демонтируется снятием  с  раздаточной  качалки  в  фюзеляже  специальных   быстроразъемных  наконечников  тяг.

Канал  курса  имеет  тросовый  привод.  Перестраиваемые  по  росту  пилота  педали  маятникового  типа  с  нижним  расположением  оси  вращения.  С  педалей  через  два  промежуточных  ролика  трос  идет  на  качалку  привода  руля  направления,  на  которой посредством  штыревого  соединения крепится  руль  направления.

 Управление  передней  стойкой  производится  дополнительной  петлей  троса,  сращенной  с  тросом  канала  курса  вблизи  педалей.  Небольшой  рычаг  в  верхней  части  штока  носовой  стойки  является  точкой  крепления  троса  и  приложения  управляющего  воздействия.

Управление  силовой  установкой  включает  в  себя  каналы  управления  воздушными  заслонками  карбюраторов, клапанами  пускового  обогащения  смеси,  юбкой  канала  радиатора,  заслонкой  высотного  корректора.

Управление  системой  выпуска-уборки  закрылков  производится  приводным  рычагом,  с  которого  через  редуктор,  установленный  по  левому  борту  кабины,  приводные  качалки и  две  приводные  тяги  управляющее  усилие  приходит  на  закрылки.  Для  гарантированной  синхронности  и  получения  необходимой  пропорциональности  хода  (крыло  самолета  с  сужением)  концевая  и  корневые  нервюры  закрылков  объединены  петлями  вспомогательного  управления.

К  вспомогательным  системам  управления  отнесен  канал  управления  открытием-сбросом  фонаря.  Тросовый  привод, отдельные  органы  управления  открытием,  сбросом  фонаря.

 

СИЛОВАЯ  УСТАНОВКА

Силовая  установка  -  двигатель  ROTAX-582  мощностью  64  л.с.  Редуктор  с  передаточным  числом  2,24. Винт  моноблочный  деревянный,  максимальный  КПД  на  скорости  полета  180  км/час.

Топливная  система  емкостью  36 (60) литров  включает  в  себя  3 (5) баков  - расходный  3 л. в носовой  части  фюзеляжа  и  по  1  баку 17 литров  в  плоскостях (по  два,  если  заказывается  машина  с  дальностью  полета  до  1100км). Система  забора  топлива  рассчитана  на  отрицательные  перегрузки,  так  что  при  установке  мембранных  карбюраторов или двигателя с системой впрыска  возможна  работа  на  обратном  пилотаже.

 

Некоторые выдержки по результатам испытаний.

 

Самолет  устойчив  при  рулении.  Механические  тормоза  и  управляемая  передняя  стойка  позволяют  не  иметь  никаких  проблем  на  стоянках  и  рулежках.  (Первый  вариант  носовой  стойки  - с  самоориентирующимся  носовым  колесом  с  традиционым   гидравлическим  демпфером  шимми  был  забракован).  При  скорости  более  50  км/час  носовое  колесо  можно  поднять  и  далее  идти  на  двух  колесах.  Никакой  инерции,  попыток  колебаний  по  тангажу  ни   в  двухточечном  положении,  ни  в  воздухе  самолет  не  обнаруживает.  Нос  просто  останавливается  в  том  положении,  до  которого  его  довел  пилот.  Во  всем  диапазоне  полетных  скоростей  никаких  признаков  колебаний    и  неустойчивости  ни  в  одном  из  каналов -крен,  тангаж,  курс - не  обнаружено  На  машине,  находящейся  на  летных  испытаниях  градиент  усилий  по  тангажу  в  пределах  0,8- 1,0 н/g.  По  просьбе  проводящего  летные  испытания  летчика  испытателя  Сапрошина  В.И.  затяжелять  управление не  стали.  Признаков  перебалансировки  ни  в  одном  из  каналов  нет,  усилия  в  них  одного  порядка  и  пилотирование  не  требует  привыкания,  перестройки  моторных  навыков  по  расходам. Фактически  вопросы  по  летным  испытаниям  до  сих  пор  сводились  к  обеспечению  нормальной  работы  двигателя  в  широком  диапазоне  эксплуатационныых  температур - выбора  необходимого  режима  работы  закапоченных  карбюраторов,  работы  канала  системы  охлаждения.  Вопросов  по  изменению  и  корректировке  планера,  системы  управления,  центровки  не  возникло.