ח מסכם וד" – מטוס מנהלים
מטוס מנהלים – דו"ח מסכם
פרויקט גמר 2004 - 2005
1
תקציר
דו"ח זה מסכם את פרויקט הגמר בנושא מטוס מנהלים שבוצע ע"י 11סטודנטים מהפקולטה להנדסת
אווירונאוטיקה וחלל בטכניון ובהנחיית מר דרור ארצי.
בדו"ח מוצגים שלבי התיכון של המטוס אשר נערכו במהלך השנה האחרונה ,החל מביצוע סקר שוק ,דרך
התיכון הראשוני של המטוס וכלה בתיכון מפורט של חלקים ובהכנת דגם מנהרה.
שוק מטוסי המנהלים העולמי רווי במטוסים מסוגים שונים ולכן האתגר הראשוני בפרויקט זה היה לתכנן
מטוס שיאתגר את מתחריו הן מבחינת הביצועים האפשריים והן מבחינת עלויות הרכישה והתפעול שלו.
מטוס ה NEXUS -שמוצג בפרויקט זה הינו מטוס בעל הנעה טורבופרופ ,אשר תוכנן תוך מתן דגש
לשילוב של מערכות מתקדמות ,ביצועים טובים ועלויות נמוכות.
מנחה:
דרור ארצי
סטודנטים
אופיר דיין ,בן קשלס ,נועם מרקוביץ' ,אבי איילה ,אורן כני נסע
שלומי ורדי ,שי שהם ,אלכס ,דוד ,ארקדי חייט
2
1
רקע 5 ...........................................................................................................................
1.1
2
3
הרעיון מאחורי הפרוייקט5........... ................................ ................................ ................................ 4
סקר שוק – סקירה כללית 5................................ ................................ ................................
1.1.1
סקר שוק -סקירה עצמאית 6.............................. ................................ ................................
1.1.2
מיקוד סקר השוק 9........... ................................ ................................ ................................
1.1.3
1.1.4הגדרת נקודת העבודה 11................................... ................................ ................................
11 ..................................................................................... EXTERNAL LAYOUTS
.1.1
החזון 11...................................... ................................ ................................ ................................
.1.1
תצורת – TurboFanקונספט כללי 11......................... ................................ ................................
.1.1
תצורת – TurboPropקונספט כללי 15....................... ................................ ................................
תצורת 11 ............................................................................................. .TURBOFAN
3.1
מאפיינים כלליים (11.......................... ................................ ................................ )initial sizing
משקל המראה 16............. ................................ ................................ ................................
3.1.1
עומס כנף 18................... ................................ ................................ ................................
3.1.2
3.2
אווירודינמיקה11........................ ................................ ................................ ................................ 4
3.2.1תכן הכנף21.................. ................................ ................................ ................................ :
תכן הזנב 22.................... ................................ ................................ ................................
3.2.2
תכן משטחי היגוי 24......................................... ................................ ................................
3.2.3
בחירת פרופיל 25............. ................................ ................................ ................................
3.2.4
1.1
הנעה12..................................... ................................ ................................ ................................ 4
3.4
ביצועים ויציבות תצורת טורבופאן13............................. ................................ ................................ 4
3.4.1ביצועים31.................... ................................ ................................ ................................ :
3.4.2בדיקת יציבות31............ ................................ ................................ ................................ :
3.5
תכן פנים תא הנוסעים 11............... ................................ ................................ ................................
1.1
הערכת מחיר13.......................... ................................ ................................ ................................ 4
על סמך 37.................................... ................................ ................................ :Raymer
3.6.1
על סמך האתר של 38........................ ................................ ................................ :NASA
3.6.2
3.7
שירטוטים 13............................... ................................ ................................ ................................
4.תצורת 11 ........................................................................................ TURBOPROPE
.1.1
מאפיינים כללים 11....................... ................................ ................................ ................................
.1.1
תכן כנף11................................. ................................ ................................ ................................ 4
.1.1
בחירת מנוע15............................ ................................ ................................ ................................ 4
4.4.
ביצועים ויציבות תצורת טורבופרופ53........................... ................................ ................................ 4
.4.4.1ביצועים51.................... ................................ ................................ ................................ :
.4.4.2יציבות56..................... ................................ ................................ ................................ :
3
.1.5
עיצוב פנים – טורבופרופ 52........... ................................ ................................ ................................
.1.1
הערכת מחיר 13............................ ................................ ................................ ................................
5.תצורה סופית 11 ............................................................................................................
.5.1
הקדמה 11.................................... ................................ ................................ ................................
5.2.
נימוקים לבחירה 11....................... ................................ ................................ ................................
5.2.1.טבלת השוואה 61............. ................................ ................................ ................................
6.תכן מפורט 23 ...............................................................................................................
6.1.
תכן מבנה23............................... ................................ ................................ ................................ 4
.6.1.1תכן מבנה-כנף89............ ................................ ................................ ................................ :
6.1.2.תכן מבנה הגוף 89............ ................................ ................................ ................................
.6.1.3תכן חיבור כנף-גוף91..................................... ................................ ................................ :
6.1.4.תכן מבנה – חרטום 94...................................... ................................ ................................
.1.1
תכן תא הטייס131....................... ................................ ................................ ................................ 4
6.3.
תכן כני הנסע 135......................... ................................ ................................ ................................
.1.1
חלוקת תאי ציוד113.................... ................................ ................................ ................................ 4
.1.5
חומרים מרוכבים 113.................... ................................ ................................ ................................
.1.1
אנליזת מאמצים עבור הכנף 113...................................... ................................ ................................
.3דגם לניסויי מנהרה 113 ..................................................................................................
7.1.
ראשית דבר113.......................... ................................ ................................ ................................ 4
7.2.
רקע113..................................... ................................ ................................ ................................ 4
.3.1
תכן דגם המנהרה111................... ................................ ................................ ................................ 4
.3.1
תכן מפורט של חלקי דגם המנהרה111........................... ................................ ................................ 4
7.4.1.כללי134...................... ................................ ................................ ................................ :
7.4.2.איטרציה ראשונה135..................................... ................................ ................................ :
7.4.3.איטרציה שנייה141........................................ ................................ ................................ :
7.4.4.אטרציה שלישית ורביעית 148............................ ................................ ................................
.7.4.5הרכבת הדגם ובחירת ברגים 155......................... ................................ ................................
7.5.
דגם מנהרה-סיכום153................. ................................ ................................ ................................ 4
סיכום 152 ...........................................................................................................................
4
1רקע
1.1
הרעיון מאחורי הפרוייקט:
1.1.1
סקר שוק – סקירה כללית
מטרת פרויקט זה היא לתכנן מטוס מנהלים חדש שיוכל להתחרות
בהצלחה בשוק הבינלאומי.
השלב הראשון בפרויקט הוא סקירת המצב הקיים בשוק ,במטרה
לנסות ולאתר תחום מסוים("נישה") אליו כדאי לכוון את מאמצי
התכנון הראשוניים.
לאחר שיא בהיקף מסירות המטוסים בין השנים ,2000-2001סובל
השוק ממיתון עקב השפעותיו הכלכליות של העימות בעיראק.
עם זאת ,כל התחזיות מראות על התחלת התאוששות ועליה מתמדת
בדרישה למטוסי מנהלים.
לפי התחזיות העשר שנתיות של Honeywellו Rolls-Royce-צפויה
עליה הדרגתית במכירות עם שיא חדש לקראת שנת :2008
תמונה 1.1
מהתבוננות בגרף הנ"ל ניתן לראות גידול משמעותי בצפי למכירת
מטוסי מנהלים בקטגוריות lightו ,Very light-וכן בקטגוריית
Ultra lightשלא מופיעה בטבלה .יש צפי למסירה של כ)!( 8000-
מטוסי מנהלים בקטגוריה Ultra-lightב 10-15השנים הקרובות.
דוגמאות למטוסי מנהלים בקטגוריה זה הם D-jet, Eclipse 500,
Adam A-700, Safire jetוכן מטוסים נוספים שנבדקו על ידינו
בסקירה הראשונית.
5
כפי שניתן לראות בטבלה המצורפת למטה ,לארבעת המטוסים
Safire Jet, Avocet Project, Aerostar FJ-100ו D-Jet-שנסקרו על
ידינו יש ביחד צבר של כ 1600-הזמנות.
מכיוון שסקרנו 6מטוסים נוספים באותה קטגוריה (קטגוריה Ultra
,)lightומכיוון שברור שקיימים בשוק מטוסים נוספים באותה
קטגוריה ,בין אם פעילים ובין אם בשלבי תכנון שונים ,ניתן להעריך
כי הצפי למסירה של 8000מטוסים ב 10-15השנים הקרובות הוא
ריאלי.
ראוי לציין כי צפויה צמיחה מסוימת גם בשווקים של מטוסים
גדולים יותר ,אך היא צפויה להיות מתונה יחסית לצמיחה בשוק
מטוסי המנהלים הקטנים.
על סמך סקר השוק וצפי המכירות לשנים הקרובות נראה כי המגמה
הרצויה היא לתכנן מטוס מנהלים קטן המתאים ל 6 -נוסעים
ושיעמוד ביעד מחיר של כ 2.5-מליון דולר .רצוי לתכנן מטוס עם
אפשרות לטייס יחיד שתפנה לשוק ה.owner flown-
1.1.2סקר שוק -סקירה עצמאית
בנוסף לסקירה הכללית שבוצעה בסעיף הקודם ,ביצענו סקר מקיף
שכלל כ 50-מטוסי מנהלים הקיימים בשוק או נמצאים בשלבי תכנון
שונים .מטרת הסקירה הייתה לקבל תמונה כללית על מצב המטוסים
הקיימים בשוק וחיפוש אחר נישה מתאימה עבור מטוס מנהלים
חדש.
המטוסים שנסקרו כללו מטוסי מנהלים מדגמים שונים ,הן בעלי
מנועי Turbofanוהן בעלי מנועי ,Turbopropחלקם גדולים ,יקרים
ומיועדים למספר רב של נוסעים ואחרים קטנים וזולים.
כאמור ,מטרת הסקירה הייתה לתת לנו נקודת מבט רחבה ככל
האפשר על מטוסי המנהלים הקיימים בשוק.
לאחר שנאסף המידע על המטוסים השונים החלטנו לבצע הפרדה בין
מטוסים ישנים (קיימים בשוק יותר מ 5-שנים) ומטוסים חדשים
(מטוסים שקיימים בשוק פחות מ 5-שנים או שנמצאים בתהליכי
פיתוח).
ההשוואה מוצגת באופן גרפי ,ונעשתה בה השוואה של כמה
פרמטרים שונים ביחס למחיר המטוסים:
6
Price Vs. Range
35
30
25
20
15
10
5
0
0
2000
4000
6000
8000
Price Vs. MTOW
35
30
25
20
15
10
5
0
0
10000
20000
.1.2 תמונה
7
30000
40000
50000
Price Vs. Passengers
35
30
25
20
15
10
5
0
0
5
10
15
20
25
Price Vs. BEW
35
30
25
20
15
10
5
0
0
5000
10000
.1.2 תמונה
8
15000
20000
כפי שניתן לראות ,רוב מטוסי המנהלים החדשים מתרכזים בטווח
המחיר הנמוך יחסית ומיועדים למספר נוסעים קטן יחסית .תוצאות
אלה מחזקות עוד יותר את ההחלטה להתמקד במטוס מנהלים קטן
וזול.
לאחר סקירת המטוסים הקיימים בשוק והתחזיות העתידיות הגענו
למסקנה כי הכיוון הרצוי לפרויקט הוא תכנון מטוס מנהלים קטן
וזול שיוכל להיכנס לנישה חדשה שנוצרה בשוק.
השלב הבא יהיה להגדיר נקודת עבודה ספציפית יותר לפרויקט.
1.1.3מיקוד סקר השוק
לאחר שהוחלט על סמך סקר השוק להתמקד במטוס מנהלים קטן
וזול ,יש צורך להגדיר נקודת עבודה ספציפית יותר.
לשם כך נעזרנו במטוסים שנסקרו על ידינו בשלב מוקדם יותר
וריכזנו כמה פרמטרים על מטוסים הדומים למטוס שברצוננו לפתח
(כלומר מטוסים שמחירם נמוך מ 2.5-מליון דולר):
תמונה .1.3
9
בטבלה הבאה מוצגים נתונים מפורטים יותר של חלק מהמטוסים
:שמופיעים בגרפים
Aircraft
ANGEL 44
D-JET A 500 Mirage Leader Safire JetGrob G 160
AVOCETAEROSTAR
PROJET
A 700FJ-100
General
Manufacturer
Price
M$
Accomodation (pilot + pass.)
Orders
External Dimention:
Wing Span
m
AR
Length
m
Height
m
wing Area
m^2
Internal Dimention::
Cabin Length
m
Max cabin width
m
Max cabin height
m
Cabin volume
m^3
Nose Baggage volume
m^3
Tail Baggage volume
m^3
Weights
Angel Aircraft
Diamond
Corp.
Adam
Aircraft
Aircraft MaverickSafire Aircraft
Grob Aerospace
Avocent Aerostar
Aircraft LLC
Adam
Aircraft
+ IAI
Aircraft
Corp.
0.7
0.71 0.935
0.97
1.25 1.395 1.6364
2 2.095
2.1
8
5
6
4
5
6
7
6
7
6
100
396
100 1000
12.16
11.8
7.06
10.21
10.8
3.51
3.1
20.94 13.471
3.51
1.07
1.14
2.38
3.5
1.42
1.44
13.41
13.1
11.19
2.9
8.8
3.4
16.25
10.13
7.6
8.69
2.74
13.43
4.15
1.37
1.31
3.759
1.257
1.194
2.64
1.32
1.09
0.37
0.57
0.42
12
12.95
12.29
11.1
4.57
11.38
3.43
20.5
11.28
3.94
4.24
1.41
1.37
5
1.58
1.42
4.47
1.48
1.45
7.28
.1.4 תמונה
:על סמך נתונים אלה הוגדר טווח העבודה למטוס שלנו
נוסעים10 עד4
NM 2000 עד1000 טווח טיסה של
מליון דולר2.5 עד1.5 מחיר יעד של
11
11.18
7.6
11.76
4.42
16.54
13.41
4.23
1.16
1.21
4.88
1.37
1.31
12.42
2.92
הגדרת נקודת העבודה1.1.4
הוגדרה ה"נישה" בה,על בסיס סקר השוק המפורט שהוצג לעיל
: סקר ממוקד בתחום ה"נישה" מוצג להלן.החלטנו להתמקד
Price Vs. MTOW, price under 2.5M$
Price Vs. Passengers, under 2.5M$
2.5
2.5
2
2
1.5
1
1
0.5
0.5
0
0
0
4000kg@$M1
1.5
7pass.@2MS
3
6
0
9
Price Vs. BEW, Price under 2.5M$
4000
1.5
2300kg@2M$
1.5
3000
1300NM@$M1
2
2
2000
Price Vs. Range, Price under 2.5M$
2.5
2.5
1000
1
1
0.5
0.5
0
0
0
600
1200
1800
2400
Angel 44
D-JET
A-500
Mirage
Leader
Avocet Projet
Aerostar FJ100
Citation 510
0
500
1000
1500
2000
Angel 44
D-JET
A-500
Mirage
Leader
Safire Jet
Grob G 160
Avocet Projet
Aerostar FJ100
A-700
Citation 510
:טבלת השוואה
Aircraft
ANGEL 44
D-JET A 500 Mirage Leader Safire Jet
Grob G Avocet
160
NEXUS
General
Manufacturer
Angel Aircraft
Diamond
Corp.
Adam
Aircraft
Aircraft Maverick
Safire Aircraft
Grob
Price
M$
0.7
0.71
0.94
0.97
1.25 1.395 1.636
2
Accomodation (pilot + pass.)
8
5
6
4
5
6
7
6
External Dimention:
Wing Span
m
12.16
11.8
13.4
13.1 10.13
12 12.95
12.29
AR
7.06
7.6
Length
m
10.21
10.8
11.2
8.8
8.69
11.1 11.38
11.28
Height
m
3.51
3.1
2.9
3.4
2.74
4.57
3.43
3.94
Internal Dimention:
Cabin Length
m
3.51
3.5
4.15 3.759
2.64
4.24
5
4.47
Max cabin width m
1.07
1.42
1.37 1.257
1.32
1.41
1.58
1.48
Max cabin height m
1.14
1.44
1.31 1.194
1.09
1.37
1.42
1.45
Weights
Basic Empty Weight
kg
1760 1175 1905
1409
1315
1987
Max Takeoff weight
kg
2631 1999 2858
1969
2630
3300
3247
Max payload
kg
559
635
720
635
Performance:
Range
NM
1720 1320 1470
1345
1500
940
1782
1200
Cruise Speed
Knots
175
315
230
394
350
380 269.8
365
Max Mach
0.29696 0.535
0.39 0.669 0.594 0.645 0.458 0.6194
11
2
7
13
11
4
1.7
1.55
875
1300
360
0.6
מתוך הגרפים והטבלה שלעיל ,ניתן להגדיר את נקודת העבודה:
מחיר2M$ :
נוסעים :טייס+נוסע(בקוקפיט) 6 +נוסעים
טווחNM 1300 :
שיוט0.6M @ 30kft :
12
External Layouts 2
.2.1החזון
סיעור מוחות קבוצתי ואישי העלה מספר רעיונות להגשמת
החזון.
רעיון אחד שזכה לשם "ביסקוויט" ,היה מטוס דו מנועי סילוני:
Biscuit
רעיון נוסף שאף הוא היה דו מנועי סילוני נראה מעט אחרת,
וקיבל את השם
TurboFan
":"TurboFan
במקביל הוצעה תצורה מעט שונה ,אך מעניינת .מטוס חד מנועי
המונע ע"י מנוע טורבו – פרופ:
TurboProp
הוחלט להתחיל לעבוד במקביל על שתי תצורות שיהוו
אלטרנטיבות אחת לשנייה.
הצוות התחלק לשני צוותי עבודה:
צוות טורבו-פאן
צוות טורבו פרופ
13
.2.2תצורת – TurboFanקונספט כללי
הקונספט שהנחה את הצוות היה מטוס מנהלים קונבנציונאלי,
זול ,בעל ביצועים תחרותיים וסקסי.
מטוס קונבנציונאלי היה הכרח על מנת להקל על שיווקו כדבר
מוכר וטוב.
הוזלת המחיר הקונספטואלית התבססה על טכנולוגיות חדישות
יותר בתחום כלי פיתוח ,חומרים ,ייצור ועוד...
תצורת סקסית בעיננו היא תצורה חלקה ,נקייה ומשוכה וזאת על
מנת לקדם את המכירות.
מיד עם תחילת העבודה יצאה לאור גרסה נוספת:
ובהמשך גרסה מפורטת אשר אודותיה יפורט בהמשך:
14
.2.3תצורת – TurboPropקונספט כללי
הקונספט שהנחה את הצוות היה מטוס מנהלים חדשני ,זול ,בעל
ביצועים תחרותיים .
חדשנות התצורה באה לידי ביטוי בהיבטים שונים -קנארד
מונובלוק ,winglets ,מנועי טורבופרופ מדחפים(ולא מסחבים,
כמקובל) ועוד...
מיד עם תחילת העבודה יצאה לאור גרסה נוספת:
ובהמשך גרסאות מפורטות אשר אודותיהם יפורט בהמשך:
15
3תצורת .Turbofan
3.1
מאפיינים כלליים ()initial sizing
התכן הראשוני של המטוס מבוסס על שיטות המוצעות בספרו של
Raymer
משקל המראה
משקל ההמראה של המטוס הינו פרמטר מרכזי בתכן הראשוני.
הערכת משקל ההמראה מבוססת על ההנחות הבאות:
משקל המטען המועיל 715 -ק"ג ,עפ"י הפירוט הבא:
טייס בודד במשקל 75ק"ג
7 נוסעים במשקל 85ק"ג +מטען אישי במשקל 20ק"ג
לכל נוסע
3.1.1
L D max 15
.
בשיוט יתקבל L D cruise 15 0.866 12.9 ,
פרופיל טיסה מתוכנן ,עפ"י הגדרות ה:FAA -
Cruise to Destination
Cruise to Alt
Loiter
Climb
LND
Takeoff
פרופיל זה כולל דלק הדרוש ליסה ליעד +דלק להמתנה בת 45דקות
וכן דלק לשדה אלטרנטיבי.
חישוב עקרוני:
WTO Wempty W fuel Wusable
Wusable
W
W
1 empty fuel
WTO
WTO
WTO
Wempty W fuel
;
כעת נדרש למצוא את השברים WTO WTO -
W fuel
- WTO הינו שבר הדלק .מספר זה מאפיין את היחס בין
משקל הדלק למשקל המטוס הכולל.
16
חישוב שבר הדלק מבוסס על פרופיל הטיסה שהוגדר
.לעיל
RangeSFC
: חישוב הדלק לשיוט
V L
W
end
Wstart
exp
D
: תחת ההנחות
M=0.6
SFC=0.65
1300NM
V = 360 K
L/D=12.9
Wend
0.834
Wstart
:נקבל
: חישוב הדלק לשיוט
TimeSFC
Wend
L D
exp
Wstart
: תחת ההנחות
SFC=0.65
דקות המתנה45
L/D=12.9
Wend
0.986
Wstart
: נקבל
: לבסוף נקבל את הטבלה
Wend
Wstart
S/U + Tx
Climb
Cruise To Dest
Loiter
Descent
Climb
Cruise To Alt
LND
Total
0.97
0.985
0.834
0.986
~1
0.985
0.986
0.995
0.759
: ולכן שבר הדלק המתקבל
W fuel
WTO
17
1 0.759 0.241
Wempty
- WTOהינו שבר המשקל הריק .מספר זה מאפיין את היחס בין
המשקל הריק למשקל המטוס הכולל.
בהגדרת משקל זה התבססנו על "חוקי אצבע" המוצעים בספרות וכן
ועל ערכים אופייניים במטוסים דומים ,בין היתר במתחרים.
מהחישוב מתקבל:
0.92 WTO 0.05 0.61
עפ"י שיקולים נוספים נבחר:
0.58
Wempty
WTO
Wempty
WTO
Wusable
Wusable
715
חזרה למשוואה המובילה:
Wempty W fuel 10.580.241 0.179
1
WTO
WTO
ולסיכום ,משקל ההמראה הוא:
WTO
WTO 4000kg
3.1.2
עומס כנף
WTO
S ref
( .בד"כ,
עומס כנף הוא היחס בין משקל המטוס לשטח הכנף -
כמו כאן ,מדובר במשקל ההמראה של המטוס) .עומס כנף הינו
פרמטר מרכזי בתכן הראשוני ,שכן גורם זה משפיע על כל ביצועי
המטוס – ביצועי המראה ,שיוט ,המתנה ,מאך מירבי ,ביצועי פנייה
ועוד...
למעשה בהגדרת עומס הכנף ,ניתן לבצע התאמה או אופטימיזציה
לכל מוד טיסה ,כלומר ניתן להגדיר עומס כנף שייתן ביצועי שיוט
הטובים ביותר או להגדיר עומס כנף אחר ,שייתן ביצועי המראה
טובים .עומס הכנף שייבחר יידרש להיות פשרה סבירה בין כל
המודים .
תכן עומס כנף עבור שיוט
WTO
q A R e CDo / 3 240
S ref cruise
CDo 0.015
כאשר:
e 0.85
AR 7.5
Vcruise 180[m / s ] 0.6 M
- qלחץ דינמי
Aspect Ratio - A R
] hcruise 30000 ft cruise 0.4583[ kg 3
m
- eמקדם אוסוולד
גובה ומהירות בשיוט עפ"י המוגדר
בנקודת העבודה
kg
240 2
m
cruise
אם כן לשיוט ,עומס הכנף האופטימלי הוא -
WTO
Sref
18
תכן עומס כנף עבור המתנה
WTO
q A R e CDo 415
S ref loiter
CDo 0.015
e 0.85
AR 7.5
V 180[m / s ] 0.6 M
]
m3
h 30000 ft 0.4583[kg
אם כן להמתנה ,עומס הכנף האופטימלי הוא -
WTO
Sref
kg
415 2
m
loiter
תכן עומס כנף עבור המראה/נחיתה
כאן הפרמטר שמשחק תפקיד עיקרי בביצועים ונגזר
מעומס הכנף היא מהירות ההזדקרות.
עומס הכנף כפי שהוצע לעיל הינו בתחום:
WTO
kg
kg
: 240 2 415 2
Sref
m
m
עבור תחום זה ותחת ההנחה של משקל המראה כפי
שהוגדר לעיל ,נקבל שטח כנף הנע בתחום הבא
(בהתאמה)Sref :16 m2 9 m2 :
ומכאן נקבל את התחום עבור מהירות ההזדקרות הבא
(בהתאמה):
2 WTO
Sref CLmax
Vstall
Vstall : 90 120 k
אם כן לביצועי המראה נבחר עומס כנף שיפשר מהירות הזדקרות
נמוכה יחסית ,לפיכך עומס הכנף המתאים הוא -
kg
250 2
m
TO
WTO
Sref
לבסוף נגדיר את העומס הכנף בהתחשב בפרמטרים השונים כפי
שמופיעים בטבלה שלהלן:
Wing Area
]W/S [kg/m^2
16
][m^2
]16.7 [m^2
]9.6 [m^2
]13-18[m^2
250
240
415
220-300
Condition
T.O & Land
Cruise
Endurance
Competitors
19
WTO
Sref
1
Sref
21
kg
250 2
m
- עומס הכנף שנבחר הוא
W 1
2
TO
16.5 m
S
W
ref TO
- ולכן שטח הכנף התקבל הוא
3.2
3.2.1
אווירודינמיקה:
תכן הכנף:
הכנף מתוכננת לפי ספרו של :Raymer
הנוסחה לחישוב : Aspect Ratio
C
AR a M Max
כאשר למטוס מקטגוריה שלנו
a 7.5 c 0
AR 7.5
חישוב שטח הרפרנס:
נבחר מוטת כנפיים של 11מטר עבור עומס כנף 140-150ק"ג למטר
מרובע.
AR 7.5
b 2 112
AR 7.5
16.13 m 2
Sreff
Sreff
:Sweep Angle
עבור M max 0.6מ Raymerהמשיכה המוצעת היא עד . 10
:Taper Ratio לפי Raymerעבור מטוסים
מהקטגוריה שלנו
0.4
Ctip
Croot
:Dihadral לפי Raymerעבור מטוסים מהקטגוריה שלנו
מוצע 4 -
המטרה היא ליישם את כל הדרישות ,אבל אם נדרוש לקיים את כל
הדרישות לא נמצא מבחינה גיאומטרית צורה עם כל התכונות הנ"ל.
לאחר כמה וכמה איטרציות צורת הכנף שבחרנו היא טרפזית
וסימטרית.
להלן נתונים סופיים של הכנף:
תמונה .3.1
2.09m
0.84m
11m
21
AR 7.5
b 11 m
b2
16.13 m 2
AR
Ctip 0.84 m
S reff
Croot 2.09 m
W
4000 kg
248kg m 2
S reff 16.13 m 2
Sweep angle 6.5 in both sides backward and forward
Taper ratio 0.4
Dihadral 4 up
תכן הזנב
T-tail הזנב הנבחר הוא בתצורת
: חישוב מייצב אנכי
למטוסים מהקטגוריה: Raymer החישובים הם לפי המלצות של
כאשר את שטחAR 0.95 , sweep 40 , 0.8 שלנו מוצאים
CVT bW SW
LVT
0.07 ,reduce 5% for T tail
SVT
CVT
המייצב נחשב לפי הנוסחה
LVT 0.5 length overall 5.5
SVT
0.95 0.07 11 16.12
2.14 m 2
5.5
:ואז נקבל
bVT 0.95 2.14 1.43 m
.2.2 תמונה
1.33m
1.66m
1.43m
40°
1.66m
22
3.2.2
CTip 1.33m, Croot
:נתונים סופיים
1.66m
Sweep angle 40
Taper ratio 0.8
AR 0.95 , b 1.43m
S 2.14 m 2
: חישוב מייצב אופקי
0.4 : Raymer החישובים הם לפי המלצות של
CTip _VT Croot _ HT 1.33 m
1
2
C Croot
= 1.553 m
3
1
לכןT זנב מצורת
2
S HT
wing mean chord
CHT C W SW
LHT
CHT 0.8 reduce 5% for T tail
LHT 0.5 length overall 5.5
S HT 3.46 m 2
bHT
2 S HT
2 3.46
3.72 m
Croot (1 ) 1.33(1 0.4)
.3.3 תמונה
23
CTip 0.532m, Croot
:נתונים סופיים
1.33m
Sweep angle 12
Taper ratio 0.4
AR 0.95 , b 3.42m
S 3.46 m 2
תכן משטחי היגוי
מאזנות
: נבחרRaymer כפי שהוצע ב
aileron span
0.5
wing span
aileron chord
=0.16
wing chord
=0.4
.3.4 תמונה
.3.5 תמונה
24
הגה כיוון
3.2.3
הגה גובה
aileron span
0.95
wing span
aileron chord
=0.35
wing chord
=0.4
.3.6 תמונה
בחירת פרופיל
הגדרת מספר ריינולדס
Re
D V
D 1.47 m נבחר כמיתר הממוצעD
:כאשר
נבדוק להמראה ולשיוט: מהירות טיסהV
Vtake _ off 40 m
s2
Vcruise 0.6 MachAt 30000 ft 182 m
s2
: צפיפות אויר
SL 1.225 Kg
30000
m3
0.467 Kg 3
m
: צמיגות דינמית
SL 1.8 10 5 N s
30000
25
m2
1.57 10 5 N s
m2
3.2.4
ונחשב :
Re SL 4 106
Re30000 8 106
בחירת פרופיל
רוב הזמן המטוס נמצא בגובה שיוט ,לכן נבחר פרופיל שייתן
מינימום גרר לעילוי הרצוי .לפרופיל זה יש לבדוק כי יכול לספק
מספיק עילוי בעת ההמראה והנחיתה ,כמו כן ניתן להוסיף עזרי
עילוי.
נחשב את העילוי במהלך השיוט:
השיוט משתנה במלך הטיסה בגלל דלק ז"א במהלך הטיסה המשקל
הכולל של המטוס קטן מה שיגרום להקטנת העילוי.
נוסחה לחישוב העילוי הממוצע בשיוט:
CL, cruise _ start + CL, cruise _ end
2
בסוף הטיסה לקחנו בחשבון שמטוס ניצל את כל דלק.
CL _ design
W CL q S reff
dynamic pressure q V 2 / 2
h 30000 ft
30000 0.467 Kg / m3
a10000 303 m / sec V 0.6 a 182m / sec
q 7734.45
S reff 16.13 m 2
1 W
q S Cruise
start : W 4000kg CL _ start 0.315
CL
end : W 3000kg CL _ end 0.236
CL _ design 0.276
עכשיו נחפש פרופיל שיתאים למספרי ריינולדס שמצאנו ומינימום
גרר ל CL _ designשמצאנו.
שיקולים נוספים:
NACA סדרה – 4כי פרופילים פשוטים וקלים ליצור
– (t/c)max 14% רוצים מספיק נפח בשביל דלק
הפרופיל שיעמוד לדרישות הללו הוא .NACA 2414
26
.3.7 תמונה
Thickness
Camber
0.1401
0.0188
:נתונים נוספים
Leading edge radius
Trailing edge angle[deg]
0.0208
18.8564
Developer
Development Group
Registrant
Category
Comment
NACA
Hiroshi Takeuchi
[Subsonic]
NACA 2414 airfoil
.3.8 תמונה
27
3.3
הנעה:
סקר מנועים:
בסקירת המנועים הראשונית שעשינו נסקרו 21מנועים ,Turbofan
כאשר מרבית המנועים שנבדקו הם מנועים שמשמשים או עתידים
לשמש מטוסי מנהלים ומטוסים קטנים אחרים בסביבת נקודת
העבודה שהגדרנו.
הנתונים שנבדקו לגבי המנועים :שם יצרן ,דגם מנוע ,דחף (למנועי
,SFC ,)Turbofanאורך ,קוטר ,משקל ומטוסים עליו המנוע
מותקן.נסקרו מנועים של החברות הבאות:
Williams International
CFE -PW Canada- Honeywell
Alliedsigned
Allison
General Electric
Rolls Royce
לאחר סקירת המנועים היה צורך לבחור מנוע שיתאים למטוס
מבחינת ביצועים נדרשים.
נמצאו 3מנועים העומדים בכך ,כפי שמפורט בטבלה הבאה:
AGILIS
TF1200
Williams
International
FJ-33
Turbofan
Turbofan
Williams
International
FJ44-1C
Commercial
turbofans
6.69
1500
6.67
1500
6.67
1500
0.41
4.45
1000
4.45
1000
4.45
1000
][kn
][lbf
][KW
][lb//lb/h
][kn
][lbf
][KW
][lb//Hr/lb
1.18
0.53
][m
][m
208
][kg
0.68
1.42
0.58
136
CJ1
0.48
0.98
0.43942
0.53
136
General
Manufacturer
Engine Name
Power plant Type
SK-60
$
Thrust
S.L
Power
SFC
Thrust
Cruise
Power
SFC
BPR
External Dimension:
Length
Fan diameter
External diameter
Dry Weight
Applications
Price
כפי שניתן לראות ,הדחף של כל המנועים כמעט זהה ומכיוון שלא
הצלחנו למצוא טווחי מחירים הבחירה שלנו תעשה על סמך שיקולים
אחרים.
28
המנוע שנבחר:
בחרנו להשתמש במנוע Williams International FJ-33לאור
הסיבות הבאות:
ממדים קטנים יחסית למנועים האחרים ,מה שעשוי
להעיד על מחיר נמוך יותר.
יחס דחף-משקל גבוה
עלות אחזקה נמוכה יחסית (בעיקר ביחס ל)FJ44-1C
מנוע פחות רועש ,יחסית
FJ-33
תמונה .3.9
29
3.4
ביצועים ויציבות תצורת טורבופאן:
3.4.1ביצועים:
להלן נתוני הביצועים של התצורה כפי שחושבו בעזרת תוכנת matlab
3.4.2בדיקת יציבות:
בדיקת היציבות מתבססת על תוכנית אקסל פשוטה ,שמחשבת את
מיקום הנקודה הניטראלית ומרכז הכובד של המטוס .המטרה היא
לבדוק אם מתקבל מרווח יציבות סביר למטוס.
לקובץ האקסל מוזנים נתונים שונים – משקל רכיבי המטוס השונים
(כנפיים ,זנב ,מנועים ,גוף וכו') ומיקום מרכז הכובד שלהם ,וכן
פרמטרים אווירודינמיים מוערכים כמו מקדמי העילוי של הכנף
והזנב.
מרווח היציבות שהתקבל הוא 18.5אחוזי מיתר עבור Empty-
Weightו 9.66-אחוזי מיתר עבור .Takeoff-Weight
31
תוכנית האקסל לאחר הזנת הנתונים השונים נראית כך:
מיקומי מרכז הכובד מוצגים בצורה ברורה יותר בגרפים הבאים:
עבור מטוס בתצורת :Empty-Weight
תמונה .3.10
31
עבור מטוס בתצורת :Takeoff-Weight
תמונה .3.11
תמונה .3.12
32
3.5
תכן פנים תא הנוסעים
רקע כללי:
בעולם מטוסי המנהלים ,תכן פנים המטוס מהווה את אחד
מהקריטריונים החשובים ביותר שעל פיהם הלקוחות הפוטנציאליים
בוחרים בין המתחרים .בבואם לרכוש מטוס ,נבחן תכן הפנים בשבע
עיניים היות ומבחינת הלקוח זוהי סביבת מחייתו במטוס .הקונים
יעדיפו קבינה מרווחת ,מושבים נוחים ומסדרון רחב וגבוה .אדם
שרוכש מטוס מנהלים ,הינו בד"כ איש עסקים אמיד בגיל המעבר.
בגיל כזה זה לא פשוט כלל לנוע במסדרון שגובהו 1.20מטר למשל,
ולכן יעדיף אדם זה לרכוש מטוס אחר הנחות במעט בביצועיו ,אך
כזה המספק לו מרחב מחייה המתאים יותר לצרכיו האישיים.
תכן פנים הקבינה היה אור לרגלינו בבואנו לתכנן את המטוס.
למעשה השלב הראשון בתכן המטוס היה קביעת מימדי קבינה
מרווחת ,ואח"כ הוספנו כנפיים ,חרטום מנועים ושאר אלמנטים.
במילים אחרות המטוס תוכנן סביב הקבינה שהוגדרה לצרכיי
הלקוח.
הגדרת הקבינה:
המטוס מיועד ל 6-נוסעים ,עם אופציה לאכלס אדם נוסף בתא
הטייס (אפשרות זו שרירה כאשר נדרש רק איש צוות אוויר אחד
להטסת המטוס ליעדו) .נקודת העבודה שלנו היתה ש 6-הנוסעים
יושבים בתוך הקבינה.
ראשית הגדרנו קוטר גוף חיצוני כזה שיבטיח קבינה מרווחת ,על
חשבון הגדלת הגרר במידה מסוימת .קוטר הגוף שנבחר הינו 1.8
מטר ,כזה שיספק לנו נפח גוף גדול יחסית למה שקיים בעולם מטוסי
המנהלים בהתבסס על סקר שוק שנעשה בנושא.
בנוסף קוטר גוף זה מבטיח לנו מעבר גבוה יחסית למתחרים במרכז
המטוס.
גובה פנים המטוס במעבר הוא 1.55מטר.
כמו כן הגדרנו את אורך הקבינה מעל ל 4-מטר.
תמונה .3.13
קבינה מרווחת לדוגמא ,בעלת מסדרון רחב וגבוה ,מושבים נוחים
ומרווחים במטוס IAI G-200 Galaxy
33
בחירת חתך הגוף:
כפי שצוין לעיל ,המידה הראשונה שנקבעה בתהליך תכן המטוס
היתה קוטרה של קבינת תא הנוסעים של המטוס .המידה שנקבעה
היתה 1.8מטר .את המידה קבענו לאחר ביצוע סקר שוק מפורט
שכלל כמעט את כל מטוסי המנהלים שיוצרו בעשור האחרון ,תוך
חתירה למקם את מטוסנו בקצה המרווח יותר של ספקטרום ריווח
הקבינה משיקולי שיווק .המטוסים הנחשקים יותר לרכישה הינם
אלו בעלי הממדים המרווחים ,אפילו שלעיתים זה בא על חשבון
ביצועי המטוס.
מטעמי הוזלת עלויות יצור הוחלט שחתך הקבינה ישאר קבוע ,כלומר
הקבינה תהיה גלילית ,וחתכה יהיה החתך המירבי בגודלו של
המטוס .הסיבה לכך היא שמספר חציצים לא מבוטל ייוצר ע"י אותם
ג'יגים בגלל זהותם הגיאומטרית ,כלומר תהיה פחות השקעה כספית
בפיתוח וייצור של אמצעי יצור.
להלן גרף השוואתי של חתכי הגוף הפנימיים שנבדקו במסגרת הסקר
שבוצע ,וכן חתך הגוף הפנימי של )170cm( Nexusלצורך ייחוס:
תמונה .3.14
חתך הגוף שנבחר הינו חתך עגול מלא ,בעיקר משיקולי מבנה ,היות
וחתך עגול מושלם עמיד יותר למאמצים ראדיאליים ,כאשר מאמצים
אלו נוצרים מעצם היות המטוס מדוחס .
בכדי להשיג מעבר בעל קלירנס גדול יחסית לתקרה ,תכננו מסדרון
שקוע ב 10 -ס"מ יחסית למפלס רצפת המטוס.
חתך הגוף הסופי נקבע להיות בעל הגיאומטריה הבאה:
קוטר גוף חיצוני 180ס"מ.
קוטר גוף פנימי 170ס"מ.
גובה מירבי במעבר 155ס"מ.
גובה מירבי במפלס הכסאות 145ס"מ.
34
עומק שיקוע המעבר 10ס"מ.
להלן שרטוט המחשה ,עם נוסע לדוגמא:
תמונה .3.15
סידור הקבינה:
הקבינה תוכננה לאכלס 6נוסעים.
נשקלו שתי תצורות סידור תא פנימי:
סידור 6המושבים עם הפנים לכוון הטיסה ,כלומר שלושה
זוגות מושבים המסודרים בטור עורפי כאשר כל זוג
מושבים נחצה ע"י המעבר.
סידור בעל קלאב זוגי (קלאב זהו זוג כסאות המותקנים
פנים אל מול פנים) ועוד זוג מושבים קדמי עם הפנים לכוון
הטיסה .לתצורה זו ישנם מספר יתרונות בולטים :קיימת
האפשרות של 4נוסעים לשבת פנים אל מול פנים ,כאשר
ניתן להתקין שולחן קטן מתקפל ביניהם .זהו סידור טוב
לאנשי עסקים /מנהלים (קהל היעד של מטוס זה) אשר
רגילים לערוך פגישות עבודה ,וכך הם יכולים לעשות זאת
גם במטוסם הפרטי באוויר .בנוסף יש גם יתרון עבור זוג
הנוסעים הקדמי ,לפניהם פרוס מרחב גדול (מרחב
הכניסה לקבינה) וכן קיימת האפשרות למקם במרחב זה
מיניבר ,אל מול דלת הכניסה לתא.
על סמך היתרונות שמנינו נבחרה לבסוף התצורה השניה כמודגם
בשרטוט .3.16
35
תמונה .3.16
36
3.6הערכת מחיר:
מחקר ופיתוח:
את הערכת מחיר המחקר והפיתוח של המטוס ביססנו על שני
מודלים – אחד מהם הוצג בספר של Raymerוהשני נלקח מאתר של
.NASA
3.6.1על סמך :Raymer
משקל ריקWe 2000Kg :
km
V 950
מהירות מקסימליתhour :
הערכת ייצור לחמש שנים ראשונותQ 100 :
מספר טיסות ניסויFTA 4 :
Neng 200
מספר מנועים לחמש שנים ראשונות:
דחף מקסימלי של מנוע:
Tmax 6.67 KN
מספר מאך מקסימליM max 0.8 :
Tturbine inlet 1500K
טמפ' תא שריפה:
Ceng 2251 9.66 Tmax 243.25 M max 1.74 Tturbine inlet 2228
עבודה הנדסית:
2690172
0.163
Q
0.894
H E 7.53 W
V
0.777
e
H E RE 231M $
כלים:
1529625
0.263
.696
HT 10.5 W
V
HT RT 134.6M $
Q
0.484
H M 15.2 W
0.777
e
ייצור:
4091724
0.641
Q
V
0.82
e
H m Rm 298.7M $
בקרת איכות:
HQ 0.133 H M 541199
HQ RQ 44.1M $
תמיכה בפיתוח:
1.3
43.5M $
CD 48.7 W
V
FTA
0.822
V
CF 1408 W
Q
0.621
V
CM 22.6 W
0.630
e
ניסויי טיסה:
25M $
1.21
0.325
e
חומרים לייצור:
69.4M $
0.799
0.921
e
מנועים:
Ceng 2251 9.66 Tmax 243.25 M max 1.74 Tturbine inlet 2228 1.44M $
Ceng Neng 288.6M $
37
סה"כ מחיר למחקר ,פיתוח ,ניסויים ובניית אב-טיפוס:
RDT & E H E RE HT RT H M RM HQ RQ CD CF CM Ceng Neng 1135M $
3.6.2על סמך האתר של :NASA
המודל באתר דרש הזנה של כמה נתונים ,בינהם הצפי לצבר הזמנות
ראשוני.
על פי הערכת המודל ,המחיר למחקר ופיתוח וכן ליצור של 100
מטוסים ,הוא כ .812M$-הערכה זו כוללת את האוויוניקה
המותקנת במטוסים (המודל של Raymerלא כולל את עלויות
האוויוניקה).
מחיר לפלטפורמה בודדת:
המודל של NASAנראה לנו יותר עדכני ומתאים לשיטות יצור
מודרניות ,ולכן ביססנו את הערכות המחיר שלנו עליו .בגרף הבא
ניתן לראות את המחיר הנדרש בכדי לעבור לרווחיות ,ביחס למספר
המטוסים שייוצרו:
הערכת מחיר מטוס במטרה לעבור לרווחיות
9.00
8.00
]M$
מחיר מטוס נדרש[
7.00
6.00
5.00
4.00
3.00
2.00
1.00
0.00
1200
1000
800
600
400
200
0
מס' מטוסים מיוצר
כפי שניתן לראות יידרש צבר הזמנות של כ 600-עד 700הזמנות בכדי
לעמוד במחיר שקבענו בנקודת עבודה .על סמך סקר השוק ,מדובר
בצבר הזמנות ריאלי בהחלט.
38
3.7שירטוטים
מבט על:
תמונה .3.17
מבט צד:
תמונה .3.18
39
מבט פנים:
תמונה .3.19
מבט איזומטרי:
תמונה .3.20
41
חתך תא טייס:
תמונה .3.21
41
.4תצורת Turboprope
.4.1מאפיינים כללים
תקציר :סקר השוק שבוצע מייד עם התנעת הפרויקט ,גזר למעשה
את נקודת העבודה המתוכננת ,כפי שפורטה קודם .חברי הצוות הגו
שתי קונפיגורציות שונות בתכלית המקיימות את אותו משפט קיום.
יחד עם הצעת תצורת טורבו-פאן,
הועלתה סקיצה ראשונית לתצורת
טורבו-פרופ חדשנית .חדשנות התצורה
באה לידי ביטוי בהיבטים הבאים:
תכן – קונפיגורציה חדשנית המשלבת
קנארד מונובלוק שבא להחליף הגה
גובה קונבנצינאלי ומאפשר זמן תגובה
מהיר יותר וביצועי הזדקרות טובים
יותר מהמקובל בקטגוריהwinglets ,
גדולים המתפקדים כהגה כיוון וזוג
מנועי טורבופרופ חסכוניים
הממוקמים כמדחפים ( .להבדיל
ממסחבים הנהוגים בתצורות
הקונבנציונאליות)
מבנה -שימוש נרחב בטכנולוגיות
חומרים מרוכבים להשגת חסכון
משקל.
בקרה -אתגר מיוחד הנגזר מתכונותיו
המיוחדות של הגה הקנארד ומיקום
אחורי במיוחד של כנפי המטוס .
לקראת סוף הסמסטר הראשון לפרויקט ,הוצגו יתרונות התצורה
לצוות הפיתוח ובהצבעה דמוקרטית שנערכה ,הוחלט על בחירת
תצורה זו.
בתהליך הבחירה הושם דגש מיוחד על ההיבטים הבאים:
אתגר הנדסי.
קונפיגורציה מעניינת ( "סקסית").
פוטנציאל עתידי לשיווק המוצר לתעשיות.
חדשנות.
יעדים :צוות הפרויקט סימן את המתווה להמשך הפעילות ע"י
נקודות הציון הבאות:
תכן מפורט – מבנה ,אווירודינמיקה ,יציבות ,כני נסע ,ביצועים
תכן ויצור דגם מנהרת רוח -לבחינת יעילותה של התצורה
האווירודינמית הייחודית.
הישג נרכש :צוות הפרויקט עמד בכל היעדים שהציב לעצמו ,כפי
שיפורט בהמשך .בהקשר זה חיוני לציין לחיוב את סוגיית תכן דגם
המנהרה אשר למרות שנגנזה מסיבות תקציביות ,הובאה לבשלות
ולרמת מוכנות גבוה.1
1הוכנו שרטוטי יצור מלאים לדגם .במידה ויוחלט – ניתן לבצע את תוכנית המגירה בלו"ז קצר .
42
.4.2תכן כנף:
הגדרות בהתאם לנקודת עבודה:
על הכנף לתפקד מרבית הזמן בשיוט לשם כך היא תוכננה במטרה
להגיעה לאופטימום בשיוט.
נקודת העבודה מוגדרת כ 30000רגל ו M=0.6מכאן נגזרת המהירות
הצפיפות ומנת המימדים.
Speed
of
sound
][m/s
Density
][kg/m3
Pressure
][pascal
0.4754 304.4839
Altitude Temperature
][ft
][Kelvin
31485.004
230.6952
29000
30089.5883 0.4583 303.1736
228.714
30000
28744.6783 0.4417 301.8577
226.7328
31000
מתוך הטבלה שניפקנו לנקודת העבודה נגזרים הערכים הבאים:
m
v 182
sec
kg
0.4583 3
m
מנת הממדים נקבע לפי נוסחאות התכן של Raymerהמתאימות
למטוס טורבופרופ דו-מנועי.
AR aM c 9.4
a, c fiting parameters
חישוב גיאומטריה:
את השטח יש לחשב לפי שוויון כוחות בשיוט
2W
17m2
V 2Cl
S
מכיוון ומדובר בכנף אחורית נבחר את
התצורה הבאה:
מאחור ,הכנף נמצאת בזווית כלשהי
לקו הסמטריה ( .)CLמקדימה חותכת
שפת ההתקפה את קו הסמטריה בזוית
של שמונים מעלות כך שלמעשה זווית
המשיכה בשפת ההתקפה היא עשר
מעלות בהתאם לנוסחאות התכן של
Raymerומאחור זווית שפת הזרימה
היא כלשהי לא ידוע (פרמטר שנקבע
בהתאם לשיקולים אחרים).
תמונה .4.1
השטח ומנת המימדים מכתיבים מוטה
של 15מטר.
Ctip
בנוסף יחס המיתרים ()Taper Ratio
המתאים לנקודת העבודה הוא 0.44
בחרנו את הזוית הלא ידועה (הפרמטר המוזכר לעיל) להיות אפס
מעלות.
Croot
43
CL
b b sin( LE ) b b sin( )
bCt
S 2
2
2
2
Ct 0.44
Cr
if 0
S b sin( LE )
Ct
0.8173m
b
4
Cr 1.857m
באופן איכותי הכנף שקיבלנו תראה כך
10deg
1.857
m
0. 817m
m
.4.2 תמונה6.25m
44
CL
.4.3בחירת מנוע:
לצורך בחירת מנוע Turbopropיש להעריך את הדחף .היצרן מספק
נתונים על ההספק שהמנוע מעביר לציר ואת ה .RPM-עבור נתונים
אלה ונתוני פרופלור( :קוטר ,מספר להבים ,פסיעה) ניתן להעריך את
הדחף כמו עבור מנוע בוכנה ,ולהוסיף תוספת של כ 10%-עבור דחף
גזי הפליטה.
השתמשנו בסימולציית matlabעבור מערכת מנוע פרופלור בעל
RPMקבוע ופסיעה משתנה .CSU ,הסימולציה מבוססת על תוכנה
שנבנתה במסגרת הקורס מכניקת הטיס ,1הסימולציה מוצאת
נקודת עבודה של מנוע בוכנה-פרופלור המתאים להספק המנוע,
הסל"ד וגיאומטרית הלהבים ,ומספקת את מקדם הדחף שבהתאם
לתנאי הטיסה נותן את הדחף , Tלפי הקשרT 1.1 N 2 D4CT :
כאשר CTהוא מקדם הדחף ,צפיפות האויר N ,הסל"ד וD -
קוטר הלהבים .ההכפלה ב 1.1-מייצגת את תוספת הדחף של גזי
הפליטה.
הנחות ונתונים:
נתוני מנוע :הספק ו RPM-מהיצרן.
נתוני פרופלור אופייני למנועים מסדר גודל הנבחן:
קוטר 2.1 :מ' ,מספר להבים 3 :או .CSU ,5
נתוני המראה :הנחנו המראה מפני הים ,במהירות 90קשר( .הנחת
CL=1עבור ההערכות הראשוניות )Sref=24.3m^2 Wto=3ton
נתוני שיוט :גובה 30000רגל ,מאך ,0.55מהירות 324קשר בהנחת
אטמוספירה סטנדרטיתRPMcruise=RPM-2000 .
דחף דרוש :לפי הערכת המשקל הדחף הדרוש בהמראה הוא 10KN
(.)Treq=W/0.33
המנועים שנבחנו:
בהתבסס על סקר מנועים מקיף שערכנו ,נבחנו שתי סדרות מנועים
שהוכיחו את עצמם בביצועיהם ואמינותם לאורך שנים בשוק מנועי
הטורבופרופ .סדרת ה PT6A-של P&Wהקנדית וסדרת M601של
Walterהצ'כית .כמו כן נבחן מנוע TWD-10Bשל PLZהפולנית.
45
:נתוני המנועים
General
Manufacturer
Engine Name
Powerplant Type
Thrust
S.L
Power
SFC
Thrust
Cruise
Power
SFC
BPR
External Dimention:
Length
Fan diameter
External diameter
Dry Weight
Walter (Czech Republic)
M 601 D
TurboProp
Walter
M 601E
TurboProp
Walter
M 610 F
TurboProp
540
560
580
490
490
500
1.675
1.675
1.675
2.1
193
2.3
200
2.3
202
[kn]
[lbf]
[KW]
[lb//lb/h]
[kn]
[lbf]
[KW]
[lb//lb/h]
[m]
[m]
[kg]
Applications
Price
Do 28, L-410
~80000$
General
Manufacturer
Engine Name
Powerplant Type
Thrust
S.L
Power
SFC
Thrust
Cruise
Power
SFC
BPR
External Dimention:
Length
Fan diameter
External diameter
Dry Weight
Applications
Price
46
L-410 commuter, King Air L-420 commuter
~80000$
~80000$
P & W Canada
PT6A-27
Turboprop
[kn]
[lbf]
[KW]
[lb//lb/h]
[kn]
[lbf]
[KW]
[lb//Hr/lb]
[m]
[m]
[kg]
P & W Canada
PT6A-41
Turboprop
507
534
754
1.575
1.701
2.06
0.483
149
0.483
183
0.555
230
Harbin Y-12, Pilatus Pc-6 Piper cheyenne 3
$
PLZ Poland
TWD-10B
Turboprop
תוצאות הסימולציה:
נתוני המנועים הוזנו לסימולציה והתוצאות המתקבלות ,דחף בשיוט
והמראה ,רוכזו בגליון אלקטרוני ומוצגים בצורת טבלה ובצורה גרפית
להלן:
manufacturer
P&W canada
P&W canada
Walter Czech
Republic
Walter
Walter
P&W canada
PLZ Poland
P&W canada
P&W canada
Takeoff
Thrust
Power
][Nt
RPM [Kw] model
PT6A6005.6 2200 507 27
PT6A6228.7 2200 534 41
M6016228.7 2100 640 D
M6016321.3 2100 660 E
M6016367.6 2100 680 F
PT6A6645.2 1800 754 60
TWD6737.8 1700 783 10B
PT6A6909.4 1700 895 67
PT6A7161.6 1700 1062.1 67R
Cruise Cruise Takeoff
Thrust Thrust Thrust
][lbf
][Nt
][lbf
1348.3
1008.2
226.3
1398.3
1325.4
297.6
1398.3
1310.6
294.2
1419.1
1360.4
305.4
1429.5
1410.2
316.6
1491.8
1520.5
341.4
1512.6
1815.4
407.6
1551.2
2125.7
477.2
1607.8
2591.1
581.7
תמונה .4.3ותמונה .4.4נבדלות זו מזו בסקלות שהן מציגות
הראשונה מציגה את הנתונים ביחידות אמריקאיות והשניה ביחידות
מטריות לנוחות הקורא ,הדברים נכונים גם עבור תמונות .4.5ו.4.6-
בהתאמה.
דחף בהמראה
7200
7000
6800
6600
דחף []Nt
6400
6200
6000
5800
PT6A- PT6A- M601- M601- M601- PT6A- TWD- PT6A- PT6A27
41
D
E
F
60
10B
67
67R
דגם המנוע
תמונה .4.3
47
דחף בהמראה
1650
1600
1550
1500
1450
1400
1350
1300
1250
1200
דחף []lbf
PT6A- PT6A- M601- M601- M601- PT6A- TWD- PT6A- PT6A27
41
D
E
F
60
10B
67
67R
דגם המנוע
תמונה .4.4
דחף בשיוט
2700
2500
2300
2100
1900
1700דחף []Nt
1500
1300
1100
900
700
PT6A- PT6A- M601- M601- M601- PT6A- TWD- PT6A- PT6A27
41
D
E
F
60
10B
67
67R
דגם המנוע
תמונה .4.5
דחף בשיוט
700
600
500
400
דחף []lbf
300
200
100
0
PT6A- PT6A- M601- M601- M601- PT6A- TWD- PT6A- PT6A27
41
D
E
F
60
10B
67
67R
דגם המנוע
תמונה .4.6
פרמטר יעילות:
הוגדר פרמטר יעילות להשוואה בין המנועים
Tt Tc
][lbf / hr / hp
SFC Weng
הפרמטר גדל ביחס ישר לדחף
בהמראה ולדחף בשיוט ,וקטן ביחס ישר לצריכת הדלק
ומשקל המנוע ,לכן מנוע עם גדול יותר יהיה יעיל יותר.
48
שגיאה
פרמטר יעילות
7.5
7
6.5
](Tt-Tc)/SFC/W [lbf/h/hp
6
5.5
PT
PT
M6
M6
M6 TWD6A-27 6A-41 01-D 01-E 01-F 10B
דגם המנוע
תמונה .4.7
מסקנות ובחירת המנוע:
בהתבסס על תוצאות הסימולציה ופרמטר היעילות המנוע
המתאים ביותר הוא PT6A-27של ,P&Wהוא עומד
בדרישות הראשוניות של הדחף ופרמטר היעילות שלו הוא
הגבוה ביותר.
בסימולציה מפורטת יותר ,הכוללת את מודל הגרר של המטוס ,אשר
נעשתה באיטרציה מאוחרת יותר ותוצאותיה מוצגות בפרק
הביצועים ,התגלה שהמנוע הנבחר לא מספק את מהירות השיוט
שהוגדרה בנקודת העבודה .המנוע הוחלף ל PT6A-41 -של P&W
שעמד בדרישות ופרמטר היעילות שלו גבוה גם כן .למנוע הותאם
פרופלור בקוטר 2.1מטר של חברת Hartzellעם הנצה מלאה.
49
.4.4
ביצועים ויציבות תצורת טורבופרופ:
.4.4.1ביצועים:
הביצועים חושבו בהתאם לנלמד בקורס "מכניקת הטיס "1תוך
שימוש בנוסחאות מהספר לתכן קונספטואלי של כלי טיס ,של ריימר.
מודל הגרר:
מודל הגרר כולל את הגרר המושרה שתלוי בעילוי והגרר הפרזיטי
שנובע מהצורה של כלי הטיס והחיכוך עם האוויר ואינו תלוי בעילוי.
CDi kCL 2
גרר מושרה:
1
0.044
Ae
k
e 1.78(1 0.045 A0.68 ) 0.64 0.777
גרר פרזיטי:
S wet
0.0265
Sref
CD0 Cref
Cref 0.003
- Crefמקדם אמפירי לפי סוג כלי הטיס.
- Swetהשטח "הרטוב" ,השטח שבא במגע עם האוויר.
- Srefשטח הייחוס ,זהו שטח הכנפיים.
t
S wet wing Sexp osed (1.977 0.52 ) 34.5m 2
c
t
0.06
c
S wet canard S wet wing / 6 5.75m 2
2
Swet body d L rback 2 / 3 rfront
/ 3 47.3m2
Swet Swet wing Swet body Swet canard 87.55m2
מקדם הגרר:
CD CD0 CDi 0.0265 0.044C
2
L
כוח הגרר:
1
Sreff V 2CD
2
D
51
גרר כפונקציה של המהירות:
עבור שיוט בגובה של 30000רגל
שגיאה
תמונה .4.8
מאזן דחף גרר:
המאזן נעשה ע"י שילוב ב Matlab-של מודל הגרר עם סימולציית
הדחף המתוארת בפרק בחירת מנוע .המאזן נבחן בגובה פני הים
ובגובה שיוט של 30000רגל ,ומספק הצגה גרפית של הדחף ,הגרר
הכולל והדחף העודף כפונקציה של מהירות הטיסה.
בגובה פני הים:
תמונה .4.9
51
בשיוט:
תמונה .4.10
ניתן לראות שעבור מהירות נקודת העבודה ( 360קשר) ישנו דחף עודף.
ביצועי שיוט:
שהייה ספציפית :שהייה ספציפית S .Eהיא משך הזמן שניתן לטוס
עבור מסת דלק מסוימת ,מוצגת ביחידות של שעות לקילוגרם.
דרוש לחשב תחילה את ספיקת הדלק:
FF SFC * Preq SFC *( D *V ) 0.405*505.2 204.61kg / h
1
1
4.89 103 h / kg
FF 204.61
S .E
טווח ספציפי:
המרחק שניתן לעבור עבור יחידת מסה של דלק .מוצג ביחידות של
מייל ימי לקילוגרם.
V
)181.9*(3.6 /1.85
1.73nm / kg
FF
204.61
S .R
בדיקת טווח עבור מסת דלק של 21%מהמשקל הכולל:
R 0.21*W * S.R 0.21*3600*1.73 1308nm
נפח הדרוש לדלק:
V fuel W fuel / fuel 3600*0.21/ 780 0.97m
3
52
:ביצועים בפני הים
:קצב טיפוס
R.C
Pav Preqmin
W
6.8 105 3.1 105
10.46m / s
3600*9.82
:זווית טיפוס עם מנוע אחד
one _ engine arcsin(
Tone _ engien Dmin
W
) arcsin(
4067 2412
) 2.68
3600*9.82
:המראה
מרחק ההמראה מתחלק לארבעה מקטעים; מרחק צבירת המהירות
ומרחק מעבר, ST מרחק טיפוס, S R מרחק הרוטציה, SG על הקרקע
מרחק כל מקטע מחושב בנפרד וסכום. S a רגל50 מכשול בגובה
. Stakeoff המרחקים נותן את מרחק ההמראה הכולל
KT K A V f 2
1
SG
ln(
)
2 gK A
KT K A Vi 2
Vi 0,V f 1.1Vstall
CL max 2.5 Vstall 52.1m / s V f 57.33m / s CLf 2.06
roll 0.03
KT (
T
8486.4
) roll
0.03 0.21
W
3600*9.82
( CLf CD0 KCLf 2 )
2(W / S )
1.225
(0.03 2.06 0.0265 0.044 2.062 ) 2.24 105
2(3600*9.82 / 8.5)
KA
1
0.21 2.24 105 *57.332
SG
ln(
) 981m
2 9.82 (2.24 105 )
0.21
SR 1S *V f 57.33m
n 1.0
VTR2
1.2
Rg
VTR2
V2
2
TR 0.205Vstall
0.205 52.12 556.45m
g (n 1) 0.2 g
T D
8414.2 -3132.3
ST R sin c lim b R
546.45
81.64m
W
3600 9.82
hTR R(1 cos c lim b ) 6.12m 20.1 ft
h
h
50 0.3048 6.12
Sc obstacle TR
60.3m
tan c lim b
tan 8.6
R
Stakeoff SG SR ST SC 981 57.33 81.64 60.3 1180m
53
:BFL
BFLהוא מרחק המראה מאוזן המוגדר ע"י נקודה קריטית שבה
במקרה של אובדן מנוע ,המרחק להמשך המראה עם מנוע אחד יהיה
שווה למרחק הבלימה.
1
655
0.863 W / S
BFL
hobstacle
2.7
Tav
1 2.3G gCLc lim b
U
W
SL
0.863
3600*9.82 / 8.5
*
* 50*0.3048
1 2.3*(0.15 0.024) 1.225*9.82*1.74
655
1
*
2.7
2285m
) 4067 /(3600 9.82
(1/1)
החישוב אמפירי ,לכן את התוצאה יש לקחת "בעירבון מוגבל".
נחיתה:
גם מרחק הנחיתה מחולק לארבעה מקטעים שמרחקיהם מחושבים
בנפרד ומסוכמים למרחק הנחיתה הכולל ; S Landingמרחק למעבר
מכשול בגובה 50רגל , S aמרחק שיפוך ( , S f )flareמרחק גלגול
חופשי , S FRומרחק בלימה . SG
Va 1.3Vstall 1.3*52.1 67.73m / s
V f 1.23Vstall 1.23*52.1 64.1m / s
2642
D
arcsin
4.3
W
3600*9.82
R 556.45m
h f R(1 cos a ) 556.45*(1 cos 4.3) 1.57 m
a arcsin
S f R sin a 556.45*sin(4.3) 41.7 m
50 0.3048 1.57
182m
)tan(4.3
hobs h f
tan a
Sa
VTD 1.15Vstall 1.15 52.1 59.9m / s
S FR 1s VTD 59.9m
54
KT 0.5
CL CL max /1.152 2.5 /1.152 1.89
KA KA
( CL CD0 KCL 2 )
2(W / S )
1.225
(0.5 1.89 0.0265 0.044 1.892 ) 1.21 10 4
2(3600*9.82 / 8.5)
KT
1
SG
ln(
)
2 gK A
KT K A VTD 2
1
0.5
ln(
) 687 m
4
2 9.82 1.21 10
0.5 1.21 10 4 59.92
S Landing S a S F S FR SG 182 41.7 59.9 687 971m
:טבלת סיכום ביצועים
For cruise at
30000 ft
V=181.9
[m/s]
(M=0.6)
For sea level
55
FF [kg/h]
S.R [nm/kg]
S.E [h/kg]
204.61
1.73
4.89 103
R.C [m/s] (ft/min)
10.46 (2060)
2.68
Takeoff distance
[m]
BFL [m]
Landing distance
[m]
1180
one _ engine [deg]
2285
971
.4.4.2יציבות:
המטוס נבדק ליציבות אורכית בלבד (לא נכנסנו לנושא התמרונים
שעליו לבצע ).
ההנחה היא מאחר וזהו מטוס נוסעים איטי יחסית ()0.6=M
שהתמרונים שלו יהיו ‘רכים’ ולכן יהיה קל יותר לטפל ביציבות
הרוחבית לאחר שנקבל יציבות אורכית טובה.
הבדיקה נעשתה על שני מקרי קיצון ע"פ הערכת משקל כללית של 3.6
-tonבעזרת גיליון Excelשאליו הוכנסו הערכות המשקלים
המיקומים והאווירודינמיקה–
יציבות אורכית
משקל
672
כנף
480
נוסעים
760
דלק
200
טייס+אוויוניקה
480
מנועים
150
קנרד
1000
גוף
3742 Total
מיקום X
9
4.5
8
2
9.3
2.25
5
6048
2160
6080
400
4464
337.5
5000
משקל
672
כנף
60
נוסעים
100
דלק
200
טייס+אוויוניקה
480
מנועים
150
קנרד
1000
גוף
2662 Total
מיקום X
9
4.5
8
2
9.3
2.25
5
6048
270
800
400
4464
337.5
5000
4
4
10.8 body length
Clawing
Clatail
1.8 body diameter
1.08 Ctip
1.64 Croot
0.56
1.304 Mac wing
8.822 Wa.c
0.5 Ccanard
2 canard_start
2.125 Canard a.c
17 Swing
3 Scanard
Xn no body
Xn + body
Xcg1
Xcg2
0.176471
7.81745
7
6.544495
6.928309
תמונה .4.11
56
–Backward c.gללא נוסעים ומקסימום דלק
12
11
10
9
8
7
6
5
5.5%
Stability
Margin
4
3
2
1
0
-1
-0.8
canard_start
-0.6
Wa.c
-0.4
zero
top
-0.2
Xn
Xcg2
0
ג וף
קנרד
0.2
מנ וע ים
0.4
ט י יס +א ו ו י ונ יקה
0.6
דלק
0.8
נ וסע ים
1
כנף
Backwardתמונה .4.12
–Forward c.gמקסימום נוסעים ומינימום דלק
For
war
d
תמו
נה
4.1
.3
~35%
Stability
Margin
ת
ו
צ
א
ו
ת
אלו שהתקבלו על סמך הערכות די מחמירות ,וכן תוצאות
ביצועים מתוקנות שהתקבלו באותו פרק זמן הוכיחו
לראשונה כי התצורה הלא סטנדרטית הזו ניתן לתפעול תחת
מרווח יציבות אשר מניח את הדעת.
57
.4.5עיצוב פנים – טורבופרופ
דרישות:
הקבינה היא גליל בעל אורך של 4.5מטר וקוטר פנימי
של 1.7מטר.
הקבינה מיועדת ל 6נוסעים.
המטרה שלנו היתה להתאים את עיצוב הפנים לדרישות של מחלקה
ראשונה במטוס נוסעים והם:
.iמרווח בין גב הכסאות נע בין 96.5ל 101.5ס"מ.
.iiרוחב הכסא נע בין 51ל 71ס"מ.
.iiiמרחק ממושב הכסא לתקרה גדול מ 165ס"מ.
.ivרוחב המעבר נע בין 51ל 71ס"מ.
.vגובה המעבר גדול מ 193ס"מ.
.viנפח מקום עבור כל נוסע 1.5ל 2.5מ"ק.
כמובן שדרישות iiiו ivבלתי ניתנות להשגה בגלל הסעיף הראשון.
רצינו מעבר כמה שיותר רחב ועם זאת גם כמה שיותר
גבוה.
עמידה בדרישות ה FAR-לגבי בטיחות המטוס.
התוצאה:
הכסאות עומדים בדרישות המינימום לגבי רוחב המושב.
המרווח בין הכסאות הוא כמטר .
רוחב המעבר הוא כ 45-ס"מ.
גובה מקסימלי במעבר כ 147-ס"מ.
גובה ממושב הכסא לתקרה הוא כ – 85ס"מ.
מרווח לרגלים כ 60 -ס"מ.
צורת הישיבה היא שני כסאות מקדימה וקלאב מאחור.
נפח מקום עבור כל נוסע יצא כ 1.5מ"ק.
החלטנו לשים שולחנות קבועים ולא מתקפלים.
כקונספט הוחלט לשים ספה מאחור ,מטבחון (שכנראה
יוחלף בדלת כדי להתאים לתקנות ה ) FAR-ולעשות
חלונות מרובעים (מה שהיה מתאפשר עם היינו עושים
גוף מחומרים מרוכבים).
58
ויזואלציה:
תמונה .4.14
59
.4.6הערכת מחיר
מודל התמחור של NASAדורש הזנה של מספר נתונים ,ביניהם צפי
לצבר הזמנות ראשוני.
על פי הערכת המודל ,המחיר למחקר ופיתוח וכן ליצור של 111מטוסים,
הוא כ .812M$-הערכה זו כוללת את האוויוניקה המותקנת במטוסים
(המודל של Raymerלא כולל את עלויות האוויוניקה).
מחיר לפלטפורמה בודדת:
המודל של NASAנראה לנו יותר עדכני ומתאים לשיטות יצור מודרניות,
ולכן ביססנו את הערכות המחיר שלנו עליו .בגרף הבא ניתן לראות את
המחיר הנדרש בכדי לעבור לרווחיות ,ביחס למספר המטוסים שייוצרו:
הערכת מחיר מטוס במטרה לעבור לרווחיות
9.00
8.00
]M$
מחיר מטוס נדרש[
7.00
6.00
5.00
4.00
3.00
2.00
1.00
0.00
1200
1000
800
600
400
200
0
מס' מטוסים מיוצר
כפי שניתן לראות יידרש צבר הזמנות של כ 133-עד 333הזמנות בכדי
לעמוד במחיר שקבענו בנקודת עבודה .על סמך סקר השוק ,מדובר בצבר
הזמנות ריאלי בהחלט.
61
.5תצורה סופית
.5.1הקדמה
במהלך מספר חודשים נעשתה עבודה במקביל של שני צוותי עבודה –
צוות טורבופרופ וצוות טורבופאן.
במסגרת עבודה זו ,פותחו שתי התצורות עד לרמת preliminary
. designכל צוות חקר ותכנן את התצורה שלו .בין היתר ,לכל
תצורה הותאם מנוע יעודי וכן נחקרו ביצועים שונים ,כגון :המראה,
טיפוס ,שיוט,שהייה ,ועוד...
בנקודה זו בוצע תהליך בחירת התצורה המפורט להלן.
.5.2נימוקים לבחירה
.5.2.1טבלת השוואה
נבחן את היתרונות והחסרונות של כל אחת משתי התצורות בטבלה
הבאה:
Turbofan
+
+
+
-
Turboprop
+
-/+
+
+
+
Innovation
Performance
Appearance
Challenging Concept
Development Risk
)Cost (TOC,LCC
Innovation
מבחינת חדשנות התצורה של מטוס
הפרופלור מביאה קונספט חדש של כנף
אחורית ,ללא זנב אנכי וקנארד .תצורה זו
אינה אופיינית למטוסי מנהלים ,לעומתה
מטוס הסילון בעל תצורה קונבנציונאלית
ואפשר לומר משעממת.
Performance
בשלב הנוכחי ביצועי המטוס הסילוני
טובים יותר ,מאידך ע"י החלפת המנוע
למטוס הטורבופרופ ,והתקנת מנוע חזק
יותר ,ניתן לסגור את הפערים בביצועים.
Appearance
כאן מדובר ,בעניין של טעם ולכן שתי
הצורות קיבלו ""+
Challenging concept
תצורת טורבו-פרופ מציבה מספר אתגרים
בפני המתכנן .בין היתר סוגיית הקנארד,
חוסר בזנב אנכי ,כנף אחורית ,ועוד...
61
Development risk
תצורת טורבו-פרופ הינה מוצר בעל סיכוני
פיתוח גבוהים וזאת עקב האתגרים
הקונספטואליים שהוזכרו לעיל.
Cost
עפ"י סקר השוק וכן מתוך הניסיון ברור
שעלות תפעול – TOC,LCCזולה יותר
עבור מטוסים המונעים ע"י מנוע פרופלור.
לפיכך לתצורה זו יש יתרון.
.5.1.1הבחירה
בהגיענו לבחירת התצורה בחנו 2גישות לבעיה:
גישת הפרויקט המסחרי
oהנחת עבודה – אנו עומדים בראש חברת תעופה
אזרחית ועלינו לבחור את "מטוס הדגל" של
החברה לעשור הבא .כמו כן ,מטרת החברה
להרוויח כסף תוך לקיחת סיכונים שפויים
oהבחירה עפ"י גישה זו תהיה תצורת
,TurboFanמהשיקולים הבאים:
ביצועים טובים
ללא סיכוני פיתוח משמעותיים
תצורה קונבנציונאלית – קלה יותר לשיווק
גישת פרויקט הסטודנטים
oהנחת עבודה – אנו סטודנטים! מטרתנו היא
להתנסות בתהליכי תיכון ופיתוח של כלי
הטייס .בסופו של יום ,אף משקיע לא ידרוש
את כספו...
oהבחירה עפ"י גישה זו תהיה תצורת
,TurboPropמהשיקולים הבאים:
חדשנות ומאפייני תצורה המציבים אתגר הנדסי
סיכוני הפיתוח והשיווק הינם ווירטואליים בלבד
תצורה סקסית ומעניינת
אם כן ,הוחלט לאמץ את גישת פרויקט הסטודנטים .לפיכך בחרנו
לבסוף את תצורת TurboPropכמטוס המנהלים הבא!
62
.5.2
עידכונים לתצורה הסופית:
המעבר ושילוב הצוותים לצוות אחד המכונס לתצורה אחת גרר סבב
עידכונים ובדיקות של התצורה הנבחרת במטרה לאמת ואם אפשר
ליעל את התכן הראשוני שנעשה לתצורת הטורבופרופ.
להלן מובאים השינויים אשר עברה התצורה לפני הכניסה לתכן
מפורט.
.5.2.1מנוע חדש:
המנוע שנבחר עבור תצורת טורבופרופ PT6A-41בעל ההספק של
534kWסיפק ביצועים גבוליים מאד ,וכל שינוי במודל הגרר של
המטוס היה מביא למצב של אי עמידה בדרישות נקודת העבודה ,לכן
הוחלט להחליף את המנוע .המנוע החדש שנבחר הוא PT6A-66של
P&Wקנדה ,בעל הספק של 2000 @ 635kWסל"ד .מנוע זה
אופטימלי בגלל מספר סיבות:
עומד בדרישות נקודת העבודה ,עם הספק
עודף .ניתוח מפורט יותר נמצא בחלק
הביצועים בפרק זה.
תמונה .5.1
התצורה שלנו היינה תצורת Pusherמה
שדורש מנוע עם ציר פרופלור המופנה
לאחור ,תצורת .Reverseרק במנועי
טורבופרופ מסויימים מאד קיימת תצורה
כזאת וה PT6A-66הוא אחד מהם.
63
תמונה .5.2
למנוע זה אמינות מוכחת בשוק מטוסי
המנהלים ,לדוגמא הוא משמש את ה-
Piagioa P.180avantiמטוס המנהלים
האיטלקי המצליח.
הפרופלור המתאים למנוע זה הוא פרופלור בעל 5להבים בקוטר של
2.1מטר של חברת . Hartzell
.5.2.2מערך כני הנסע:
מיקום כני הנסע:
כדי לתכנן בצורה טובה את כני הנסע ,יש קודם לקבוע את מיקומם
במטוס.
הרעיון הכללי הינו למקם כן נסע בחלק הקידמי של המטוס,
שתפקידו לשאת חלק קטן ממשקל המטוס ובו קיים מנגנון ניהוג
המטוס .כמו כן ,יש למקם 2כני נסע ראשיים ,שתפקידם לשאת את
מרבית משקל המטוס ,לספוג את האנרגיה הנובעת מנחיתת המטוס
על הקרקע ,בהם יהיה קיים מנגנון הבלמים של המטוס והם יהיו
ממוקמים בחלק האחורי של המטוס .על מנת לאפשר איזון המטוס,
כל כן נסע יהיה מחובר לכנף אחת ,משני הצדדים של הגוף.
כדי למקם את כני הנסע ,יש לדרוש כי יתקיימו תנאים שונים ,כפי
שניתן יהיה לראות בפרק התכן המפורט ,פרק .6
את הדרישות השונות למיקום כני הנסע בנינו בצורה הדרגתית
בתוכנת מחשב (מצורפת בנספחים) שתרוץ על כל המיקומים השונים
שכני הנסע ,הראשיים והקידמי ,יכולים לקבל ,ותפלוט את
המיקומים העונים על כל הדרישות .כמו כן ,התוכנה מחשבת את
המפתח של הכנים הראשיים ואת גובה הכנים מתחתית גוף המטוס.
מתוך אלו ,אנחנו בחרנו אופציה מתוך שיקולים שונים.
נפרט זאת בפרק .6
המיקום הסופי של כני הנסע הינו כדלהלן:
מרחק הכנים הראשיים מאף המטוס-
מרחק הכן הקידמי מאף המטוס-
7.3 m
0.8 m
1.7 m
מיפתח הכנים הראשיים* -
גובה כני הנסע מתחתית גוף המטוס1.03 m :
64
0.8 m
Bottom
7.3 m
תמונה .5.3
*הגדרה זו מבטאת את המרחק של גלגל אחד מציר האורך של המטוס.
Front
1.7 m
תמונה .5.4
Right
1.03 m
תמונה .5.5
65
עידכון ביצועים.5.2.3
2 engine @ Sea Level
D/W Vs VTAS
0.5
0.45
0.4
D/W (Windmilling)
0.35
0.3
0.25
0.2
0.15
0.1
Min glide angle 4.6 deg;
Best glide ratio 12 @114kt
0.05
0
100
150
200
KTAS
250
300
350
300
350
Preq Vs VTAS
18000
16000
Ps req [fps] (Windmilling)
14000
12000
10000
8000
6000
4000
2000
Min glide rate 821 fpm @87kt
0
66
100
150
200
KTAS
250
Ps Vs VTAS
10000
9000
8000
7000
Ps[ft/min]
6000
5000
4180 fpm @155kt
4000
3000
2000
1000
0
100
150
200
KTAS
250
300
350
300
350
Ts Vs VTAS
0.4
0.35
19 deg @114kt
0.3
T/W
0.25
0.2
0.15
0.1
0.05
0
67
100
150
200
KTAS
250
2 engine @ 30,000ft
D/W Vs VTAS
0.4
0.35
D/W (Windmilling)
0.3
0.25
0.2
0.15
0.1
Min glide angle 4.6 deg;
Best glide ratio 12 @187kt
0.05
0
100
150
200
KTAS
250
300
350
300
350
Preq Vs VTAS
7000
Ps req [fps] (Windmilling)
6000
5000
4000
3000
2000
Min glide rate 1342 fpm @142kt
1000
0
68
100
150
200
KTAS
250
Ps Vs VTAS
10000
9000
8000
7000
Ps[ft/min]
6000
5000
4000
3000
2000
1634 fpm @208kt
1000
0
100
150
200
KTAS
250
300
350
300
350
Ts Vs VTAS
0.16
0.14
0.12
T/W
0.1
4.7 deg @194kt
0.08
0.06
0.04
0.02
0
69
100
150
200
KTAS
250
1 engine @ 30,000ft
D/W Vs VTAS
0.4
0.35
D/W (Windmilling)
0.3
0.25
0.2
0.15
0.1
Min glide angle 4.6 deg;
Best glide ratio 12 @187kt
0.05
0
100
150
200
KTAS
250
300
350
300
350
Preq Vs VTAS
7000
Ps req [fps] (Windmilling)
6000
5000
4000
3000
2000
Min glide rate 1342 fpm @142kt
1000
0
71
100
150
200
KTAS
250
Ps Vs VTAS
10000
9000
8000
7000
Ps[ft/min]
6000
5000
4000
3000
2000
1000
0
241 fpm @185kt
100
150
200
KTAS
250
300
350
300
350
Ts Vs VTAS
0.1
0.09
0.08
0.07
T/W
0.06
0.05
0.04
0.03
0.02
0.76 deg @175kt
0.01
0
71
100
150
200
KTAS
250
1 engine @ Sea Level
D/W Vs VTAS
0.5
0.45
0.4
D/W (Windmilling)
0.35
0.3
0.25
0.2
0.15
0.1
Min glide angle 4.7 deg;
Best glide ratio 12 @114kt
0.05
0
100
150
200
KTAS
250
300
350
300
350
Preq Vs VTAS
18000
16000
Ps req [fps] (Windmilling)
14000
12000
10000
8000
6000
4000
2000
Min glide rate 825 fpm @86kt
0
72
100
150
200
KTAS
250
Ps Vs VTAS
10000
9000
8000
7000
Ps[ft/min]
6000
5000
4000
3000
2000
1650 fpm @133kt
1000
0
100
150
200
KTAS
250
300
350
300
350
Ts Vs VTAS
0.25
0.2
8.3 deg @89kt
T/W
0.15
0.1
0.05
0
73
100
150
200
KTAS
250
Cruise - H 30kft , M 0.6 'Vcruise 181.9[m / s ]
0.4583[kg / m 3 ]
CLcruise
2W
2 3600 9.81
0.2531
2
SV cruise 0.4583 18.4 181.92
Takeoff H SeaLevel
CL max,TO 2.5
Vliftoff 1.1Vstall 1.1
CL ,liftoff
2W
2 3600 9.81
1.1
1.1 35.4 38.94[m / s ]
SCL max,TO
1.225 15 2.5
2W
2 3600 9.81
2.066
2
SVliftoff
1.225 18.4 38.94 2
1.225[kg / m 3 ]
OtherConst
S 18.4[m 2 ]
W 3600kg
AR 9.2
e 1.78(1 0.045 AR 0.68 ) 0.64 0.778
1
1
k
0.04449
A Re 9.2 0.778
Swet
105
CDo 0.003
0.003
0.01712
Sref
18.4
Fuel Calculation
SFCcruise 0.4011[
kg/hr
];
Kwatt
SFCendure 0.3651[
kg/hr
];
Kwatt
Pcruise Vcruise Dcruise
Pendure Vendure Dendure
Dcruise 2882[ Nt ]
Dendure 2275[ Nt ]
Vcruise 181.9[m / s ] 360[knot ]
Vendure 88.3[m / s ] 171[knot ]
F Fcruise SFCcruise Pcruise 0.4011 524.2 210.3[kg / h ]
F Fendur SFCendur Pendur 0.3651 198.8 72.6[kg / h ]
S .R
74
NM
Vcruise
181.9 3.6 /1.852
1.68
F Fcruise
206.7
Kg
S .E
1
1
0.0138[ Hr / kg ] 49.6[sec/ kg ]
F Fendur 87.2
Range chek for 21% fuel:
Range 0.21W S.R 0.21 3600 1.68 1271[ NM ]
Required fuel:
Range 1300
Time
0.75
773[kg ]; W fuel ,endur
54.4[kg ]
S.R
1.6814
S .E 0.0138
W
W fuel ,endur 827.4
fuel ,req
1.061m3 1061[liter ]
fuel
780
W fuel ,cruise
V fuel
Rate of Climb - @ S.L @ max Thrust @ Best speed for ROC
Tmax 10066[ Nt ]
VBestROC 54[m / s ] 105[knot ]
Pav Preqmin
543.7 121.55
12[m / s ] 2360[ ft / min]
W
W
Angle of Climb - @ S.L @ One/Two Engine Thrust @ Best speed for climb angle
R.Cmax
75
Tone _ engien Dmin
6670 2509
) 4.77 2.75
W
3600 * 9.81
T
Dmin
9775.8 1949.8
arcsin( Tne _ engien
) arcsin(
) 12.8
W
3600 * 9.81
One _ engine arcsin(
Two _ engine
) arcsin(
Takeoff:
Ground roll:
K KA Vf 2
1
SG
ln( T
)
2 gK A
KT K A Vi 2
Vi 0,V f 1.1Vstall
CL max 2.5 Vstall 35.4m / s V f 38.9m / s CL ,liftoff 2.066
roll 0.03
KT (
KA
T
9836
) roll
0.03 0.2485
W
3600 * 9.81
( CL,liftoff CD0 KCL ,liftoff 2 )
2(W / S )
1.225
(0.03 2.066 0.01712 0.04449 2.0662 ) 4.6 105
2(3600 9.81/18.4)
SG
1
0.2485 4.6 105 38.9 2
ln(
) 366.7[m]
2 9.81 ( 4.6 105 )
0.2485
Ground roll during Rotation:
SR 1S *V f 38.9m
Air segment during Transition:
V2
n 1.0 TR 1.2
Rg
R
VTR2
V2
2
TR 0.205Vstall
0.205 35.42 256[m]
g ( n 1) 0.2 g
T D
9836-3600
arcsin
10.17[deg]
W
3600 9.81
ST R sin climb 256 sin(10.17) 45.2[m]
climb arcsin
hTR R(1 cos climb ) 4.02m 13.2 ft
Sc
hobstacle hTR 50 0.3048 4
62.5[m]
tan climb
tan10.17
Stakeoff SG SR ST SC 366.7 38.9 45.2 62.5 513.3[m] 1684[ ft ]
76
Balanced Field Length:
1
655
0.863 W / S
BFL
hobstacle
2.7
Tav
1 2.3G gCLc lim b
U
W
SL
655
0.863
1
3600 * 9.81/18.4
*
50 0.3048
2.7
1 2.3* (0.1775 0.024) 1.225* 9.81*1.74
9836
/(3600
9.81)
0.01
2.5
(1/1)
1160m
Landing:
Va 1.3Vstall 1.3 35.4 46[m / s ]
V f 1.23Vstall 1.23 35.4 43.56[m / s ]
a arcsin
D
2714.3
arcsin
4.41
W
3600 9.81
R 256[m ]
h f R (1 cos a ) 256 (1 cos 4.41) 0.8m
S f R sin a 256 sin(4.41) 19.7m
Sa
hobs h f
tan a
50 0.3048 0.8
187[m ]
tan(4.41)
VTD 1.15Vstall 1.15 35.4 40.7[m / s ]
S FR 1s VTD 40.7[m ]
KT 0.5
CL CL max /1.152 2.5 /1.152 1.89
KA KA
( CL CD0 KCL 2 )
2(W / S )
1.225
(0.5 1.89 0.01712 0.04449 1.89 2 ) 2.45 10 4
2(3600 9.81/18.4)
1
KT
SG
ln(
)
2 gK A
KT K A VTD 2
1
0.5
ln(
) 347.3[m]
4
2 9.81 2.45 10
0.5 2.45 10 4 40.7 2
S Landing Sa S F S FR SG 187 19.7 40.7 347.3 594[m ] 1951[ ft ]
77
Prop
For cruise
at 30000 ft
V=181.9
[m/s]
(M=0.6)
For sea
level
78
FF [kg/h]
S.R [nm/kg]
S.E [se/kg]
17.6
R.C [m/s]
(ft/min)
10.46
(2060)
two _ engine [deg]
204.61
1.73
Prop New
210.3
1.68
49.6
12 (2360)
12.8
one _ engine [deg]
2.68
4.77
Takeoff distance
[m]
BFL [m]
Landing distance
[m]
1180
513
3078
971
1160
594
.5.2.4עיצוב פנים
בגלל שהתצורה שנבחרה היא טורבופרופ רוב הדרישות נשארו
אותו דבר .השינוי המשמעותי היחיד הוא בענין אורך הקבינה
שהוקטן ל 4מטר לעומת גרסת הטורבופרופ המקורית.
במטרה להגביה את המעבר הוחלט לנקוט בשני צעדים:
הורדת מפלס עליו נמצאים הכסאות תוך כדי פגיעה במקום
לרגלים אך הוספת גובה ממושב הכסא לתקרה.
הוספת תעלה למעבר.
הוחלט כי בשל השינוי באורך הקבינה אין מקום לספה וחלונות
מרובעים הם לא רלוונטים (ראה הערה).
לבסוף ,את התצורה שעיצבנו ,השוונו לסטנדרטיים מקובלים
במחלקת עסקים ומחלקה ראשונה כפי שאלו מוצגים בפרק הקודם.
התוצאה:
הכסאות עומדים בדרישות המינימום לגבי רוחב המושב.
המרווח בין הכסאות הוא כמטר .
משענת גב ארוכה יותר וע"י כך נוחה ובטוחה יותר.
רוחב המעבר הוא כ 45-ס"מ.
גובה מקסימלי במעבר כ 160 -ס"מ .שיפור של כ 13-ס"מ.
גובה ממושב הכסא לתקרה הוא כ 95-ס"מ .שיפור של כ10-
ס"מ.
מרווח לרגלים (מרווח בו אפשר לשים רגלים אם יושבים על
הכסא) כ 52 -ס"מ .הרעה של כ 8 -ס"מ.
צורת הישיבה היא שתי כסאות מקדימה וקלאב מאחור.
נפח מקום עבור כל נוסע יצא כ 1.4מ"ק .הרעה של כ 0.1
מ"ק.
החלטנו לשים שולחנות קבועים ולא מתקפלים.
נוספה דלת לשרותים ולתאי הטען מאחורי הקבינה.
ויזואלציה:
תמונה .5.6
79
תמונה .5.7
.5.2.5מעטפת טיסה
מעטפת הטיסה מציגה את ההספק ההודף של כלי הטיס
(T D) V
W
Ps כפונקציה של מהירות הטיסה והגובה ,כמו כן
מוצגים על המעטפת קווים שווי מהירות אקויולנטית
0
V2
. hE h
VE Vוקווים שווי גובה אנרגיה
2g
המעטפת היא כלי חשוב להערכת הביצועים כי עליה ניתן לראות
בבירור את האזורים בהם יש לכי הטיס הספק עודף ואין בהם
הזדקרות ,כלומר אזורים בהם ניתן לקיים טיסה ולתמרן .לפי
המעטפת ניתן לקבוע פרמטרים כמו תקרת הטיס ,ומהירות פינה
ולתכנן מסלולי טיפוס אופטימאליים.
המעטפת התקבלה תוך שימוש בסימולציית הדחף-גרר
הממוחשבת המתוארת בפרק בחירת מנוע ובפרק הביצועים.
שגיאה
תמונה .5.8
81
ניתן לראות שתקרת הטיס היא 40000רגל ומהירות הזדקרות
בפני הים היא 69קשר.
.5.2.6יציבות :
התכנון הסתמך על תוכנת MATLABשנכתבה במיוחד לשם כך
ושוכתבה ושופרה במהלך השנה( ,מופיעה בנספחים) אליה הוכנסו
הערכות משקלים של כל חלקי המטוס העיקריים
והאווירודינמיקה ,ונבדקו כל שילובי המיקומים האפשריים .
המטרה הייתה למצוא את כל השילובים של מיקומי כנף קנרד
יציבים –בעלי מרווח יציבות שבין 7ל 8אחוז ,כך שנוכל לבחור
מביניהם על פי שיקולים והגבלות שיש לנו (כמו כני נסע ,דלק
וכו’)
לבסוף נבחרה התצורה הסופית שנותנת מרווח יציבות של 7
אחוזי מיתר – כמקובל במטוסים דומים ועומדת בהגבלות שלנו.
12
11
10
9
8
7
6
5
4
תמונה
.5.9
3
2
1
0
-1
- 0. 8
canard
_ start
- 0. 6
Xcg2
- 0. 4
zero
top
- 0. 2
Xn
Xcg1
0
גוף
0. 2
קנרד
מנועים
0. 4
טייס +אוויוניקה
0. 6
דלק
0. 8
נוסעים
1
כנף
הגרף לעיל ,הממחיש את המרווח ,נעשה באקסל בהסתמך על
התוצאות מהתוכנה ,הסימונים הבולטים (איקס אדום בריבוע
שחור ואיקס כחול בריבוע ירוק) הם הנקודה הנייטרילת ומרכז
הכובד שמאפשרים מרווח יציבות של .7%-8%
81
.5.2.7גיאומטריה
שלושת היטלי המטוס:
13 m
11 m
1.8 m
11 m
תמונה .5.10
82
.5.2.8תכן כנף
עקב שינויים מבניים ,שינוי בהערכת עומס הכנף ומשקל הכולל של
המטוס וכן שינוי בטיב המנוע נוצר צורך לעדכן את גיאומטרית
הכנף.
כ
W 3600kg
א
מ
0.4
ו
AR 9.2
2
ר
10deg
S 18.4m
י
ש
לAR S 13m
W
lb
kg
50 2 195.297 2
S
ft
m
b
when 0
ct 0.84m
c 2 m
1
b b2
2 S ct 2 8 tg10 r
0.42
c c b tg10
AR 9.185
t
r
2
S 18.4
נחשב את המיתרים בדומה לחישוב בפרק הקודם.
שטח ממודף:
מדפים :נוסחאות התכן מלמדות כי עבור מהרות שיוט של
M=0.6וכן זוית משיכה של 4.5מעלות ברבע מיתר עדיף להשתמש
במפים מסוג . fowler flaps
83
תמונה .5.11
cos H .L.
cos H .L.
S
CL max 0.9Cl max flaped
S
ref
S
OL OL airfoil flaped
S
ref
שטח ממודף:ראשית יש להעריך
מתוך נתוני הפרופיל (מופיעים
בהמשך) את השינוי בזוית אפס
עילוי ומקדם העילוי כתוצאה
Cl max 0.9
מהפעלת המדפים
ואח"כ תוך שימוש בנוסחאות המוצגות יש
'C
0.2 H . L. 2 deg
להתכנס לשטח ממודף כולל שמספק את
C
הדרישות לשינוי במקדמים.
0 L 10 deg
השטח שמוצג בצד הוא עבור חצי כנף.
מאזנות :בכדי לעמוד בדרישות ביצועי
0 L aurfoil 10deg
המטוס יש צורך להעריך את שטח המאזנת
0 L 8deg
המספיקה לתמרונים.
לפי Raymerשטח זה נבחר להיות 46%מהשטח
CL max 0.3238
שממלאים המדפים והמאזנות בפועל.
נציין ששטח זה (השטח בפועל של
Sflaped
= 0.4 Sflaped 7.36m2
המדפים והמאזנות)
Sref
איננו מוגדר כשטח ממודף ,שטח
ממודף הוגדר להיות שטח הכנף המשתרע על המוטה של האזורים
הממודפים עבורנו התקבל כי שטח זה הוא למעשה שטח הכנף כולה
להוציא את הקטע החבוי בתוך גוף המטוס
CL
תמונה .5.12
2 deg
aileron
2.6
0.37
flaps
3
84
בחירת פרופיל:
הגדרת מספר ריינולדס:
כידוע
D V
Re כאשר את Dבחרנו
כמיתר הממוצע D 1.42 m
Vמהירות טיסה :נבדוק להמרא ולשיוט
s2
צפיפות אויר:
s2
Vtake _ off 40 m
Vcruise 0.6 MachAt 30000 ft 182 m
SL 1.225 Kg
m3
0.467 Kg 3
m
צמיגות דינמית:
30000
SL 1.8 10 5 N s
m2
m2
1.57 10 5 N s
30000
ונחשב :
Re SL 3.87 106
Re30000 7.69 106
נחשב את העילוי במהלך השיוט:
השיוט משתנה במלך הטיסה בגלל דלק ז"א במהלך הטיסה המשקל
הכולל של המטוס קטן מה שיגרום להקטנת העילוי.
נוסחה לחישוב העילוי הממוצע בשיוט:
C
+ CL, cruise _ end
CL _ design L, cruise _ start
2
בסוף הטיסה לקחנו בחשבון שמטוס ניצל את כל הדלק.
W CL q S reff
dynamic pressure q V 2 / 2
h 30000 ft
30000 0.467 Kg / m3
a10000 303 m / sec V 0.6 a 182m / sec
q 7734.45
S reff 18.4 m 2
1 W
q S Cruise
Max _ fuel 0.21 W
start : W 3600kg C L _ start 0.248
CL
end : W 2844kg CL _ end 0.196
CL _ design 0.222
85
עכשיו נחפש פרופיל שיתאים למספרי ריינולדס שמצאנו ומינימום
. שמצאנוCL _ design גרר ל
בסדרה זו מצאים לנו פרופילים.6 סידרהNACA בחרנו בפרופיל מ
. CL _ design עבור כל
. NACA 641212 הפרופיל שבחרנו הוא
NACA series 6 : 641212
Max thickness : 0.4 Chord
Design lift coeff : 0.2 0.1
Max thickness : 12%
Thickness
0.1196
Leading edge radius
0.0233
Camber
0.0110
Trailing edge angle[deg]
3.8847
Developer
Development Group
NACA
Registrant
Hiroshi Takeuchi
Category
[Subsonic]
Comment
NACA 64(1)-212 airfoil
.5.13 תמונה
86
תמונה .5.14
87
בחרנו את הפרופיל מבחינה אווירודינמית לכן נבדוק שיש לנו מספיק
מקום בשביל דלק.
נפח של הכנף מחושב בין שתי הקורות הראשיות ובין הצלע לפני
קצה הכנף עד לגוף המטוס.
נחשב את הנפח בהזנחת עובי הצלעות.
0.08
0.06
0.04
0.02
0
0.8
0.7
0.6
0.5
0.3
0.4
0.2
0.1
0
-0.02
-0.04
-0.06
תמונה .5.15
את שטח חתך של החתך הממוצע חישבנו בשיטת טרפזים וקיבלנו:
Au 0.051568 sqr units
נחשב את מיתר הממוצע בטרפז בו אמור להתכסן הדלק
1.83 0.92
1.375 m2
2
לכן שטח החתך
בסוף נקבל:
C
A Au C 2 0.051568 1.375 0.0975 m2
V A b 0.0975 10 0.975 m
3
תמונה .5.16
כמות הדלק המקסימלי במטוס הוא כ 756ק"ג ,הנפח שטופס הוא כ
מטר מעוקב וזה הנפח של הכנף ,אבל ליתר בטחון יש לנו מקום נוסף
ב Strikeובחלק אחורי של הגוף.
88
.6תכן מפורט
.6.1תכן מבנה:
.6.1.1תכן מבנה-כנף:
מבנה הכנף הסתמך על תיבת פיתול סטנדרטית הבנויה משתי קורות
ראשיות וצלעות ,המרחקים בין הקורות והצלעות התקבלו מהמלצות
של . Roskam
יש שתי קורות ראשיות שאמורות לשאת את העומס כאשר הקורה
הקידמית ממוקמת כ 20%משפת התקפה והקורה האחורית כ 70%
משפת ההתקפה.
בנוסף הוספנו קורה נוספת כ 20%משפת התקפה לחיזוק הStrake -
וכן על מנת לאפשר חיבור כני נסע.
מיקום הקורות תוכנן כך שיתאים לחיבור עם האורכנים וחציצים
שבגוף המטוס.
הצלעות בנויות בצורת הפרופיל כאשר המרחק בניהם הוא כחצי
מטר.
בנוסף לחיזוק המדפים והמאזנות שמנו צלעות כל 65ס"מ.
הצלעות בנויות עם חורים באמצע ע"מ להוריד משקל.
תמונה .6.1
.6.1.2תכן מבנה הגוף
החלטנו על מבנה של חציצים ואורכנים מבנה שמתאים לנו לגוף
המטוס העגול.
קודם תוכננו מיקומי החציצים תוך האילוצים של מיקומי הדלתות,
החלונות ,חציץ האטימה האחורי,והחיבורים עם הקורות הראשיות
של הכנף וכן הנסע הקדמי .
על מיקום האטם הקדמי ‘ ’bulkheadהיה לקיים שתי הגבלות :
לאפשר מספיק מקום לאוויוניקה ורדאר מקדימה .
לאפשר מקום לרגלי הטייסים .
לאחר מכן תוכננו האורכנים .הוחלט על מבנה של ארבעה אורכנים
סטנדרטי.
89
רצינו לקבל חיבור "חלק" ,ושמיקום האורכנים התחתונים יהיו
בגובה חיבור הכנף.
מיקום החציצים הראשוני שעמד בכל הדרישות :
תמונה .6.2
מבנה הגוף הראשוני :
תמונה .6.3
.6.1.3תכן חיבור כנף-גוף:
התכנון הראשוני של מבנה הכנף הסתמך על תיבת פיתול סטנדרטית
הבנויה משתי קורות ראשיות וצלעות ,חישובי הגדלים והמרחקים
התקבלו בעזרת הספרות לחישוב ראשוני כפי שמופיע בתחילת הפרק.
בזמן תכנון הכנף הוקדשה מחשבה למיקומי הקורות כך שיתחברו עם
הגוף וכני הנסע ,לכן עבדנו במקביל ובמשותף על מבנה הכנף ,תכנון
כני הנסע ומבנה הגוף.
להלן מספר תמונות של תכנון הכנף הראשוני ללא אותו חיזוק על ה-
STRAKEכפי שהוא מוצג בחלק תכן הכנף ,עברנו מספר איטרציות
בכדי להגיע לחיבור חלק של הכנף לגוף ,הכנף הינה מסוג tip to tip
91
תחתי ולכן חוצה את גוף המטוס מה שיוצר כמובן ריכוזי מאמצים
באזורים שנחתכים וכן בפינות המבנה.
לכן המטרה לחתוך בצורה חלקה ומעוגלת כמה שניתן.
ע"פ התכנון שלנו החיתוך הוא לפי קו הפרופיל בכדי לא ליצור
עיוותים בכנף שיפגמו בזרימה והדבר מתאפשר מכיוון שאנו לא
מבקשים מישור שטוח מעל הכנף כי היא נכנסת לאזור המוגדר כתא
מטען ושיקול של נוחות שם הוא חסר משמעות במובן זה קיבלנו
חיזוק להחלטה לבחור בכנף מסוג tip to tipשהוא עדיף בשל
העומסים הגבוהים יותר שהוא יכול לסבול (העומס מפולג בצורה
עדיפה על חיבור כל כנף בנפרד בנקודות החיבור).
תמונה .6.4
תמונה .6.5
תמונה .6.6
91
להלן נביא את התהליך את קבלת ההחלטות והשיקולים בתכן
המשולב לכנף גוף:
הכנף באטרציה הראשונה כפי שמוצגת בתמונות לעיל עשויה שתי
קורות וחציצים לאורכן כל רבע מטר ,קורה קדמית ב 10% -מיתר
והאחורית ב.20%-
איטרציה שני לכנף 3קורות תומכות וחציצים כל חצי מטר בנוסף יש
גם הגאים
תמונה .6.7
תמונה .6.8
קורה קידמית ב 20%מיתר ,קורה אחורית ב 70%וכן חורי הקלה
לחציצים
לאחר שהכנף הגיעה למצב שניתן לחברה לגוף נעשה נסיון ראשון
לחיבור
חיבור גוף כנף איטרציה ראשונה
תמונה .6.9
92
ניתן לראות חוסר התאמה בין מיקום החוצצים בגוף והקורות בכנף
ובגלל שהכנף תחתית הוחלט לעשות כנף מקצה לקצה ( )tip to tipעל
מנת להקל על חיבור הכנף לגוף והוזלת עלויות יצור.
איטרציה שניה של הגוף
תמונה .6.10
חיתוך החלק האחורי של הגוף בצורת פרופיל הכנף ע"מ לאשר חיבור
טוב יותר והאורכנים האחוריים מעובים חציצים לא עגולים
איטרציה שניה חיבור כנף גוף
93
תמונה .6.11
החיבור מתבצע בין החציץ השני של הכנף מהאמצע לאורכן המעובה
ובין חציצי הגוף לקורות המתאימות ,מה שאמור לספק חוזק מבני.
.6.1.4תכן מבנה – חרטום
כללי:
החרטום מאגד בתוכו מספר אלמנטים חשובים במטוס:
תא הטייס
קנארד
כן נסע קדמי
תאי אוויוניקה
בנוסף על החרטום להיות בעל צורה אווירודינמית ,להקטנת הגרר
על המטוס.
94
תמונה .6.12מראה כללי של מבנה החרטום
השפעת האלמנטים השונים על תכן מבנה החרטום:
אווירודינמיקה:
החרטום מעוצב בצורה אווירודינאמית זרמית ,עם הקפדה על כך
שחלונות תא הטייס ישתלבו באופן חלק במעטפת החיצונית של
החרטום ,ללא שבירת זווית או שבירת גיאומטריה המקובלת בעולם
התעופה (כלומר ללא הגדלת פתאומית של שטח החתך ע"י שימשה
המותקנת בזוית יחסית למעטה החיצוני של החרטום) – דבר שמייחד
את המטוס שלנו ממרבית כלי הטיס בעולם וממתחריו .צורתו
האווירודינמית הנקייה מקטינה את גרר המטוס.
תמונה .6.13מראה כללי של מקטע החרטום האחורי בו ניתן להתרשם
מההתמזגות האווירודינמית של חלונות תא הטייס במבנה המטוס,
ומגודלם.
תמונה .6.13
95
תא הטייס:
תא הטייס מהווה את מרכז העצבים של המטוס .התא מיועד לאכלס
שני אנשים ,ועל כן הוא מדוחס .הדיחוס גורם להפעלת מאמצים
רדיאליים בשעת טיסה ברום ,בעקבות הפרש הלחצים שנוצר בין פנים
תא הטייס ,בו נשמר לחץ אטמוספרי לבין לחץ סטאטי סביבתי שיורד
הן עקב העלייה בגובה והן עקב מהירות הטיסה של המטוס .מאמצים
מחזוריים אלו אינם מבוטלים ,והם מהווים גורם מכריע בבואנו לתכנן
את חרטום המטוס הן בשל עוצמתם והן בשל ההתעייפות שנובעת
ממחזוריות ההעמסה (כל טיסה סטנדרטית ליעד תחשב כמחזור
העמסה) .המבנה המתאים ביותר לחרטום המטוס הוא מסוג חצי-
מונוקוק ( ,) Semi - Monocoqueשהינו מבנה תעופתי סטנדרטי,
נפוץ מאוד ,הבנוי מחציצים ואורכנים ,כאשר חלק מהמאמצים
הפועלים על המבנה נספג גם ע"י הפנלים החיצוניים ( )Skinשעוטפים
אותו .לצורך עמידות מיטבית במאמצי דיחוס רדיאליים
תמונה .6.14
נבחרו חציצי החרטום אף הם ,בדומה לחציצי הגוף ,להיות בעל חתכים
עגולים מושלמים.
אלמנט נוסף ,שיש לתת עליו את הדעת בתכן מבנה סביבת תא הטייס
בחרטום המטוס הוא רצפת התא .הרצפה מטבע הדברים הינה
שטוחה .אי לכך החציצים העוטפים את התא יהיו בעלי מקטע ישר
ואופקי בחלקם התחתון בכדי לתמוך ברצפת התא .רצפת התא
מועמסת הן ע"י משקל צוות האוויר המאכלס אותו והן ע"י הפרש
לחצים ,שמקורו בעצם היות התא מדוחס להבדיל מהחלל שמתחת
לרצפה שאינו .אי לכך נדרשת תמיכה נוספת לרצפת התא – בצורת
אורכנים.
96
בקדמת תא הטייס ממוקם חציץ מלא אטום (עם אפשרות להתקנת
פלגים של ציוד אוויוניקה דרכו בעלי אטימה מיוחדת לשמירה על
דיחוס התא) .תפקיד חציץ זה שנקרא Bulkheadהוא לתחום את חזית
התא המדוחס ,אל מול חלל תא האוויוניקה הבלתי מדוחס ,וכן להוות
חציץ מן המניין במבנה החרטום.
תא הטייס שלנו מתאפיין בחלונות רחבים ,לשיפור שדה הראיה של
צוות המטוס .מבחינה מבנית יש להתייחס אל חלקים אלו כאל חללים
במבנה ,שהרי אנו לא בונים על העמסת מאמצים ע"ג החלונות .אי לכך
תוכננו מסגרות מחוזקות לחלונות התא ,אשר יישאו בעומס המצטבר
מעצם העדר חלקי מבנה במקום שבו מתוכננות שמשות התא .בנוסף
בכדי לפצות על אותו מבנה חסר תוכננו חציצים צפופים יחסית לשאר
חציצי הגוף וכן מספר גדול יותר של אורכנים.
תמונה .6.15
97
חציץ הBulkhead-
תמונה .6.16
בחרטום ישנם 11חציצים טבעתיים ,הכוללים חציץ מלא אטום אחד,
כאשר החציץ הקדמי אף הוא מלא ,אך ללא אטימות ,לצורך התקנת
מכ"ם הראדום של המטוס.
קנארד:
הקנארד הוא שם כולל למשטחי העילוי וההיגוי ,המותקנים בקדמת
החרטום ,שנועדו לספק כוחות ומומנטים אווירודינמיים ,לצורך
הטסת המטוס וניהוגו .הקנארד מסוג מונובלוק (נע כחטיבה שלמה
בשעת ניהוג) מכניס באופן טבעי כוחות כפיפה בכוון מעלה מטה
(עילוי) ,וכוחות ציריים בכוון אחורנית (גרר) ,כמו כן משטחי
הקנארד מכניסים מומנטים למטוס שעל המבנה לעמוד בהם ללא
כשל .אי לכך תוכנן בסיס מיוחד להתקנת הקנארד .הבסיס כלל זוג
משטחים מישוריים האחד מעל לשני .המשטח התחתון השתרע מה-
Bulkheadעד לחציץ שלפניו והמשטח העליון השתרע מה-
Bulkheadאף הוא ועד מעט אחרי חלקו הקדמי של הקנארד .בין שני
משטחים חסונים אלו עוגן ציר הניהוג של הקנארד באמצעות
מיסבים שקובעו בין שני המשטחים כמו סנדביץ' .מבנה זה הבטיח
עמידות בכוחות המרביים שמשטחי הקנארד תוכננו לייצר .בכדי
לחלק את העמיסה של כוחות הקנארד השוררים ע"ג אותו מבנה
סנדביץ' עם שאר אלמנטי מבנה של המטוס ,היה צורך לשלוח לכוון
אחוריי המטוס זוג קורות Iמאסיביות שיחלקו את העמיסה בין שאר
חציצי המטוס שנמצאו מאחרי הקנארד .שתי קורות אלו אף עברו
מתחת לרצפת תא הטייס והוסיפו לה חוזק מכאני.
הקורות נבחרו להיות קורות Iבשל עמידותן הרבה למאמצי כפיפה.
כלומר כך למעשה דאגנו לפזר את עומסי הקנארד על פני מרבית
חציצי הגוף.
חיזוק מכאני נוסף נדרש ליישום בממשק משטחי הסנדביץ' עם ה-
Bulkheadוזוג הקורות הראשיות לפיזור העמיסה בין חציצי
המטוס .לשם כך תוכננו זוג משטחים מישוריים בצורת משולש
שחיברו את הפלטה התחתנה (שבינה לבין הפלטה העליונה עוגנו
המיסבים שאוחזים בקנארדים) ,ל .Bulkhead-כלומר התפקיד של
98
המשטחים התומכים והמשולשיים האלו הינו לפלג את העמיסה
הנוצרת מכוחות הקנארד על פני שטח רב יותר של ה Bulkhead-וכן
להעבירם הלאה לזוג הקורות שנמצאות במפלס נמוך יותר מזה של
הקנארד.
תמונה .6.17מבט ממוקד על מקטע חיבור הקנארד לגוף המטוס
תמונה .6.17
פלטה מישורית המהווה את החלק
העליון של הסנדביץ' -סמויה מן העין
פלטה מישורית המהווה
את החלק התחתון של
הסנדביץ
קורות הI-
המעבירות את
מאמצי כפיפה של
הקנארד לשאר
חציצי הגוף.
משטח משולש לחיזוק עם חורי
הקלה ,תומך בסנדביץ' מלמטה,
ומעביר מאמצים לזוג קורות ה.I-
משטחים משולשים אלו ,חוררו בחלקם ע"י קדחים עגולים ע"מ
לחסוך במשקל (כאשר כושרם לשאת את המאמצים המדוברים
כמעט ואינו מושפע מכך כלל) .כמו כן ע"ג משטחים אלו מתוכננים
להיעגן המפעילים ההידראוליים שיניעו את משטחי הקנארד.
מפעילים אלו פועלים ע"י הזזת זרוע בכוון התקנתם (מעלה/מטה)
אשר עוברת דרך זוג חורים ייעודיים במשטחי הסנדביץ' העליון
והתחתון ,והמחוברת בקצהה לאוזן של זרוע ההיגוי הנמתחת
מאחורי ציר ההיגוי של משטחי הקנארד .כל משטח היגוי פועל
עצמאית ע"י המפעיל ההידראולי שלו ועל כן ניתן להיעזר בקנארד גם
לביצוע פעולות היגוי דיפרנציאליות בציר הגלגול (כעזרי היגוי
בגלגול).
99
תמונה .6.18
תמונה .6.18מבט מלמעלה על חיבור הקנארד לגוף ,כאשר ציר ניהוג
הקנארד חשוף בחלקו .כמו כן ניתן לראות את חיבור אוזן הניהוג של
הקנארד לזרוע המפעיל ההידראולי החודר דרך שני משטחי
הסנדביץ' (המפעיל מותקן מתחת לסנדביץ' ולכן אינו נראה בזווית
זאת.
תמונה .6.19
תמונה .6.19מבט מלמטה על הסנדביץ' ,משטחי החיזוק המשולשים
והתקנת המפעילים ההידראוליים עליהם
111
.6.2תכן תא הטייס:
תא הטייס תוכנן תוך מתן דגש רב על נושא הנדסת האנוש .התא
מיועד לאכלס טייס במושב השמאלי ,ועוד נוסע או איש צוות אוויר
נוסף במושב הימני בהתאם לצורך .התא כמוזכר קודם לכן תוכנן
להיות מדוחס.
תמונה .6.20
תמונה 1.2.6מראה את סידור הישיבה בתא הטייס ,מיקום פנל
המכשירים ,הסטיק וחלונות התא הרחבים
תכן תא הטייס נעשה ע"פ תקנות Subpart D – Design ( FAR 23
)and Constructionכמפורט להלן:
– FAR 23.771 תכן מכלול תא הטייס (כללי).
– FAR 23.773 תכן שדה הראיה הנשקף בפני הטייסים.
– FAR 23.775 תכן חלונות התא.
– FAR 23.777 תכן אמצעי היגוי ושליטה במטוס מתא
הטייס.
– FAR 23.783 תכן דלת התא.
– FAR 23.785 תכן מושב הטייס.
– FAR 23.807 תכן פתחי יציאה בחירום.
– FAR 23.841 תכן תא טייס מדוחס.
111
לוח המחוונים (הקונסול) מתוכנן להיות מסוג Glass Cockpitבן
זמננו ,בו פינו המחוונים האנלוגיים הטובים והישנים את מקומם
לתצוגות מסך מתקדמות ורבות תכלית ,המעניקות לטייס יותר מידע
רלוונטי לגבי נתיב טיסתו (ניהול ביצוע המשימה) שלא כמו בעבר,
לצד חיוויים על אופן פעולת המטוס.
תמונה .6.21מראה כללי של סידור
המכשירים ע"ג הפנל הקדמי (קונסול)
תמונה .6.22מראה אופייני של פנל מכשירים מסוג חדש
המכונה Glass Cockpit
המטוס מנוהג ע"י סטיק ולא ע"י הגה המחובר לפנל המכשירים,
ובכך מתפנה יותר מקום לתצוגה בפנל הקדמי ,וכן אלמנט זה מעניק
תחושה יותר "סקסית" לטייס היות וסטיק משמש בעיקר לניהוג
מטוסי קרב.
חלונות התא תוכננו כך ששדה הראיה הנוצר לטייס כלפי חוץ יהיה
פנורמי ורחב.
גבולות שדה הראיה שנוצר:
15º מטה – זווית זאת מאפשרת קשר עין עם המסלול
בשעת גישה לנחיתה
65º מעלה.
<135º במישור האופקי (הצידה)– מאפשר שדה ראיה
רחב ,מעבר לכתף ,לצד בו יושב הטייס/נוסע ,עוזר בשעת
גישה לא ישירה לנחיתה (קשר עין עם המסלול במהלך
ההקפה) וכן לצורך איתור תנועה אווירית של כלים
אחרים בסביבת המטוס
112
65°
15°
תמונה .6.23ממחישה את שדה הראיה הנשקף מחלון התא
לנוחות הטייס גב מושבו מוטה לאחור בזווית של 12מעלות ,דבר
המסייע לטייס לחוש בנוח לאורך זמן.
תמונה .6.24מושב הטייס .גב המושב מוטה אחורנית בזווית בת 12º
בנושא בטיחות ,לפי דרישות ה, FAR 23-במידה ומותקנת דלת
כניסה לתא הטייס ,נדרש למקם בתא פתח מילוט לצוות האוויר
לצורך אפשור יציאה בטוחה של צוות האוויר במקרה חירום של
נחיתת ריסוק ,והיה ודלת התא התעוותה ולא ניתנת לפתיחה.
מאידך אם אין דלת כניסה לתא ,אין צורך בתכן פתח מילוט שכזה.
אנו החלטנו ,מטעמי בטיחות והוזלת עלויות ייצור שלא למקם דלת
כניסה לתא הטייס ,אלא מחיצה לא קשיחה כגון וילון ,ע"מ שלא
למקם פתח מילוט שמגביר את הסיכוי לתאונה במידה וזה יפתח
113
במהלך טיסה כתוצאה מטעות תפעול או כשל מכאני .פתיחת פתח
שכזה באופן לא רצונה במהלך טיסה במטוס מדוחס עלולה לסכן
באופן מיידי את חיי האנשים שעל המטוס.
תמונה .6.25
בתמונה .6.25תא הטייס תחום בחלקו האחורי ע"י מחיצה ללא דלת
בהתאם לאוסף תקנות ה FAR23 -דבר המוזיל את עלות יצור
המטוס ומגביר את בטיחותו.
114
.6.3תכן כני הנסע
הקדמה
מערך כני הנסע הינו מערך המחייב תשומת לב רבה.
הצמיגים וה strut -חייבים להיות בדיוק בגודל הנכון.
הגלגלים חייבים להיות ממוקמים בדיוק במקום הנכון להמראה
ונחיתה .כני הנסע צריכים להתקפל בצורה כלשהי לתוך המטוס תוך
התחשבות במגבלות מבנה /מערכת דלק
סידור כני הנסע
ישנן צורות שונות לסדר את כני הנסע .עבור המטוס בעל התצורה
שלנו ,בחרנו צורה סטנדרטית לסידור הכנים .ישנם 2כני נסע
ראשיים מאחורי מרכז הכובד ,ולכל כן כזה גלגל אחד ,וכן נסע קידמי
הנמצא מלפני מרכז הכובד ,ולו 2גלגלים.
צורה זו משפרת את הראות הישירה על הקרקע וחוסכת מקום
בקבינת הנוסעים.
זוג גלגלים בכן הנסע הקידמי מגדיל את יציבות הניהוג על הקרקע,
בעיקר במקרה של תקר באחד הגלגלים.
עבור תצורת הסידור שבחרנו ניתן להציג את האיור הבא:
תמונה 6.26
נפרט את הדרישות השונות לסידור כני הנסע ,כפי שמתואר באיור,
אורך כני הנסע חייב להיות כזה שהזנב לא ייגע בקרקע בנחיתה.
אורך זה נמדד מהגלגל במצב סטטי ,בהנחה כי זווית ההתקפה של
המטוס עבור הנחיתה היא המתאימה ל 90% -מהעילוי המקסימלי.
זווית זו נעה בד"כ בתחום של .10 15
זווית ה tipback-מוגדרת במצב של זווית אף מקסימלית כאשר הזנב
נוגע בקרקע וה strut-באורכו המקסימלי .כדי למנוע מהמטוס
מלהתהפך אחורה ,הזווית מציר האורך של הגלגל הראשי אל מיקום
מרכז הכובד אמורה להיות גדולה מזווית ה tipback-או , 15מה
שיותר גדול..
אם הגלגל הקידמי נושא יותר מ 20%-ממשקל המטוס ,הכן הראשי
כנראה ממוקם במצב אחורי מדי ביחס למרכז הכובד .מצד שני ,אם
הגלגל הקידמי נושא פחות מ 5%-ממשקל המטוס ,לא יהיה מספיק
115
לחץ בגלגל הקידמי כדי לנהג את המטוס .הטווח האופטימלי לחלוקת
משקל המטוס הנישא ע"י הגלגל הקידמי הינו בין , 8 15עבור
המיקומים האחורי והקידמי ביותר של מרכז הכובד.
זווית ה overturn-מוגדרת כמדד לנטיית המטוס להתהפך הצידה
בזמן סיבוב בזווית חדה .זווית זו נמדדת ממרכז הכובד אל הגלגל
הראשי ,כפי שהיא נראית מאחור במיקום שבו הגלגל הראשי מיושר
עם הגלגל הקידמי .עבור רוב המטוסים זווית זו אמורה להיות פחות
מ. 63 -
דבר נוסף שהאיור מראה הינו זווית הטייה של 7רצויה ל.strut-
זווית אופטימלית זו מאפשרת לצמיג לנוע מעלה ואחורה כאשר
המטוס עולה על מכשול וכך תורם לנסיעה חלקה .אולם ,כל זווית כזו
של עד כ 10 -יכולה להתקבל.
גודל הצמיג
גודל הצמיגים נקבע כדי לשאת את נשקל המטוס .בד"כ הצמיגים
הראשיים נושאים כ 90%-ממשקל המטוס הכולל והצמיגים
הקידמיים נושאים כ 10%-בלבד מהעומס הסטטי ,אבל האחרונים
חווים עומסים דינמיים במהלך הנחיתה.
תוך הנחות אלו ,עבור תכן ראשוני קונספטואלי ,ניתן לקחת תכנון
דומה או להשתמש בגישה סטטיסטית .גישה זו משתמשת במשוואות
הבאות:
עבור כני הנסע הראשיים:
Diam.main 8.3 Ww0.251 53.85cm
Width main 3.5 Ww0.216 17.5cm
עבור הכן הקידמי:
Diam.nose 8.3 W 38 cm
Width nose 3.5 Ww0.216 12.97 cm
0.251
w
עבור תכן מוגמר ,הצמיגים שבהם נשתמש נבחרו מ"ספר צמיגים":
קידמי
ראשי
תמונה 6.27
116
קידמי
ראשי
תמונה 6.28
לאורך חיי הצמיגים ,הם מאבדים את היכולת לשאת את הלחץ
הפנימי שלהם .זה גורם להתנפחות הצמיגים בקוטר בכ2 3% -
וברוחב בכ. 4% -
נחשב התנפחות זו ,עבור הכן הראשי:
Diameternew 1.02 1.03 53.85 54.927 55.4655 cm
widthnew 1.04 17.5 18.2 cm
עבור הכן הקידמי:
Diameternew 1.02 1.03 38 38.76 39.14cm
widthnew 1.04 12.97 13.4888 cm
התנפחות זו צריכה להיכלל בתכן בתי כני הנסע.
ניתן לחשב את העומסים הסטטיים על הצמיגים לפי הציור הבא
והמשוואות שלאחריו:
תמונה 6.29
117
Na
B
Mf
Max Static Load W
Max Static Load nose W
B
M
W a
B
10 HW
gB
Min Static Load nose
Dynamic Braking Load nose
כדי לוודא שהכן הקידמי לא נושא יותר מדי או מעט מדי עומס,
Mf
Ma
הפרמטר Bצריך להיות גדול מ , 0.05 -והפרמטר Bצריך להיות
קטם מ( 0.2 -המועדפים הם 0.08ו , 0.15 -בהתאמה).
את כל הדרישות שהגדרנו מקודם ,ואת התנאים שהצגנו זה עתה,
הכנסנו לתוכנת ( Matlabמצורפת בסוף) כדי לקבל את המיקומים
השונים שעונים על כל הדרישות.
עבור הכן הקידמי הגדרנו דרישה שהוא יהיה ממוקם לפחות 0.5מ'
מהחרטום ועד כ 1 -מ'.
עבור הכנים הראשיים ,הגדרנו שהם יהיו במיקום הקידמי ביותר
האפשרי לתצורת המטוס .מכיוון שהכנפיים הינן בחלק האחורי של
המטוס ,גם כני הנסע אמורים להיות ממוקמים בחלק האחורי,
מכיוון שהם מתחברים למבנה הכנפיים של המטוס .לאור העובדה
שלכנפיים יש סטרייקים ,ניתן היה למקם את כני הנסע במיקום
קידמי יותר מהכנפיים עצמן ,לאור הנחה שהסטרייקים מתוכננים
בצורה כזאת ,שהם יוכלו להכיל את חיבור כני הנסע .מהנחה זו,
קיבלנו את מיקום כני הנסע הראשיים ,שהוא :מהחרטום.
עבור מיקום כנים ראשיים זה ,המיקום האחורי ביותר עבור הכן
7.3 m
הקידמי הינו . כדי למצוא את מיפתח הכנים הראשיים ,בדקנו
את הדרישות השונות ,וקיבלנו כי הוא צריך להיות ( .1.7 mהגדרה
זו מבטאת את המרחק של גלגל אחד מציר האורך של המטוס).
לאחר בדיקת הדרישות ,קיבלנו את גובה הגלגלים מתחתית גוף
המטוס ,והוא.1.03 m :
0.8 m
118
:הכוחות שהתקבלו הם
N
Max Static Load W a 0.819 4,300=3,521.7 N
B
M
Max Static Load nose W f 0.2 4,300=860 N
B
M
Min Static Load nose W a =0.182 4,300=782.6 N
B
10 HW
0.29 4,300 1, 247 N
Dynamic Braking Load nose
gB
:נראה את המיקום הסופי של כני הנסע בתמונות הבאות
0.8 m
Bottom
7.3 m
Front
1.7 m
.6.30 תמונה
119
Right
1.03 m
תמונה .6.31
לאחר שמיקמנו את כני הנסע ,התחלנו לבדוק את צורות הקיפול של
כני הנסע הראשיים אל תוך גוף המטוס.
צורה :I
תמונה .6.32
הבעיה עם צורת קיפול זו הינה שכן הנסע גדול יותר מעובי הכנף,
ולכן הוא יבלוט החוצה.
צורה :II
תמונה .6.32
הבעיה עם צורת קיפול זו הינה כי 2הכנים ,הימני והשמאלי ,חופפים
במקום האחד עם השני.
קיפול כן הנסע הקידמי אינו יוצר בעיות ,והוא ייראה כך:
111
תמונה .6.33
כדי לחסוך בנפח אחסון ,הועלתה הצעה לבדוק כן נסע קידמי בעל
גלגל אחד.
כן נסע זה ייראה כך:
והוא יתקפל בצורה הבאה:
תמונה .6.34
תמונה .6.34
הצעה זו נפסלה משיקולי עלות .כדי לקפל את כן הנסע ,יהיה צורך
להתקין מנגנון סיבוב ,דבר שמייקר את כן הנסע.
עבור כן הנסע הקידמי שרטטנו את בית כן הנסע ,לו תהיינה 4דלתות
סגירה ,והצבנו פנסי תאורה ,בצורה הבאה:
111
תמונה .6.35
הצורה הסופית של קיפול כני הנסע תיראה בצורה הבאה:
תמונה .6.36
תמונה .6.37
תמונה .6.38
112
נראה את מקומות הקיפול בזום:
תמונה .6.39
תמונה .6.40
עבור כני הנסע הראשיים ,חיפשנו ציר קיפול אחד בלבד שסביבו הם
יסתובבו במהלך קיפולם ,וזאת כדי לחסוך עלויות במנגנון הקיפול:
113
Rotationn
Rotati
axisis
axi on
s
תמונה .6.41
בולמי זעזועים:
כני הנסע חייבים לספוג את השוק של נחיתה גרועה ובכך "להחליק"
את הנסיעה .ישנם סוגים שונים של בולמי זעזועים ,כאשר כני הנסע
בעצמם מספקים מעט יכולת ספיגת שוק ע"י סטייה מהמסלול כאשר
המטוס נפגש במכשול.
מבין הסוגים השונים של בולמי זעזועים אנו בחרנו בצורה המתאימה
למטוסינו :סופג שוק אולאופנאומטי .ה"-אולאו" משלב אפקט
קפיציות ע"י אוויר עם אפקט דיכוי ע"י בוכנה שמזרימה שמן דרך
נחיר קטן ,כמוראה בתרשים הבא:
כשמשתמשים בסוג זה ,ה oleo-עצמו חייב לספק את הכמות
הנדרשת במלואה של הטיית גלגלים ,דבר אשר יכול להאריך את
גובה כני הנסע .כמו כן ,הוא חייב להיות חזק מספיק בשביל
להתמודד עם העומסים הרוחביים ועומסי העצירה של הגלגלים.
חסרון בסוג זה הינו שכדי להחליף ,צריך להסיר את מכלול הגלגל
כולו .אולם סוג זה הינו יעיל ביותר ,ולכן נשתמש בו.
מהלך התזוזה של ה stroke-תלוי במהירות האנכית בזמן הנגיעה
בקרקע ,בחומר ממנו עשוי הסופג ובכמות העילוי מהכנף שנשאר זמין
לאחר הנגיעה.
ברוב המקרים ניתן להניח שהכנף עדיין מייצרת עילוי השווה למשקל
המטוס במהלך תזוזת סופג השוק .חישוב לסופג השוק עבור -23
FARמניח כי רק שני שליש ממשקל המטוס נתמך ע"י הכנף במהלך
הנגיעה בקרקע .אולם ,ניתן להתעלם מכך עבור חישוב ראשוני של
מהלך ה.stroke-
האנרגיה האנכית של המטוס ,אשר חייבת להיספג במהלך הנחיתה,
מוגדרת במשוואה הבאה ,ביחד עם האנרגיה הקינטית הנספגת ע"י
העבודה של תזוזת סופג השוק והצמיג:
114
2
Vvertical
1 W
KEvertical landing
2 g
אילו סופג השוק היה אידיאלי ,האנרגיה הנספגת ע"י התזוזה תהיה
פשוט העומס כפול התזוזה .היעילויות האמיתיות של בולמי זעזועים
נעים בתחום של . 0.5 0.9האנרגיה האמיתית הנספגת ע"י התזוזה
מוגדרת ע"י:
KEabsorbed LS
כאשר - :יעילות סופג השוק
- Lהעומס הטוטאלי הממוצע במהלך התזוזה (לא העילוי)
stroke - S
עבור צמיגים ,ניתן להניח כי תזוזת הצמיג הינה רדיוס הגלגול בלבד,
ולכן ה stroke-של הצמיג שווה לרדיוס פחות רדיוס הגלגול (רדיוס
הגלגול מוגדר כשני שליש מהרדיוס).
נקבל:
1 Wlanding 2
T LST tire
shock
Vvertical LS absorber
2 g
מספר בולמי זעזועים לא נכנס במשוואה ,משום שהוא אינו משפיע
על אורך ה , stroke-אלא רק על קוטר הסופג .בולמי זעזועים
והצמיגים עוזרים ביחד להאט את המטוס ממהירות הנחיתה
האנכית ל .0-קצב ההאטה האנכית נקרא פקטור העומס של הגיר.
זהו העומס הטוטלי הממוצע הכולל את כל בולמי זעזועים ומחולק
במשקל הנחיתה ,ונניח כי הוא קבוע במהלך הנגיעה בקרקע .פקטור
העומס קובע כמה עומס הגיר מעביר לשלדת המטוס ,דבר המשפיע
על משקל המבנה ועל נוחיות האנשים שבמטוס בזמן הנחיתה.
אם נציב את הביטוי לספרת העומס
L
NGear
WLanding
למשוואה,
נקבל ביטוי לאורך ה: stroke-
V
T ST
2 g NGear
2
vertical
S
מכיוון ש -ופקטור העומס יכולים להשתנות עבור מקרים שונים,
הכנסנו את חישוב ה stroke-לקובץ ( Excelמצורף בסוף) ,וקיבלנו
את האורך:
S 118 mm
את האורך שחישבנו נגדיל ב 3 -ס"מ כמקדם בטחון .אורך זה הינו
האורך האנכי ,לכן ,כדי להאריך את מוט כן הנסע שלנו ,מצאנו את
הזווית המתאימה ,והארכנו את המוט בהתאם.
ה stroke-של הכן הקידמי יכול להיחשב כזהה ,או כגדול במעט .אנו
נגדיל גם אותו ב 2 -ס"מ לצורך ניהוג טוב יותר על הקרקע.
עבור מטוסינו ,המצב הסטטי הינו בערך כ 60% -מה stroke-מעבר
למצב המוארך.
115
האורך הכולל של האולאו ,כולל אורך ה stroke-והחלק המקובע של
האולאו ,הינו כ 2.5 -מאורך ה. stroke-
קוטר האולאו נקבע לפי העומס הנישא ע"י האולאו .העומס הנישא
ע"י האולאו של כן הנסע הראשי הינו העומס הסטטי (שחושב ע"י
)Matlabחלקי מספר בולמי זעזועים של הכן הראשי .העומס על כן
הנסע הקידמי הינו הסכום של העומסים הסטטי והדינמי (גם הם
חושבו ע"י .)Matlabהאולאו נושא את העומס שלו ע"י הלחץ הפנימי
של האוויר הדחוס ,וכך ניתן לקבל ביטוי לקוטר החיצוני של
האולאו:
4 LOleo
P
כאשר - LOleo :העומס על האולאו
DOleo 1.3
12, 415 kPa
- Pהלחץ הפנימי המוערך כ-
הקטרים שהתקבלו :עבור האולאו הראשי:
Doleo, main 5.47 cm
עבור האולאו הקידמי:
Doleo, nose 4.57 cm
בסוף הסמסטר חיפשנו בקטלוגים ובאינטרנט סופגי שוק בעלי
הגדלים שמצאנו ,אולם לא הספקנו למצוא כאלו מתאימים לפני סוף
הסמסטר.
116
.6.4חלוקת תאי ציוד:
כן נסע קדמי:
כן הנסע הקדמי ממוקם לפי התכנון המקורי מעט אחרי חציץ ה-
,Bulkheadכאשר הכן עצנו נועד להתקפל ,ולהסגר בתא שיאכלס אותו
מתחת לרצפת תא הטייס .עיגון הכן עצמו (שנעשה כמובן סביב ציר
הקיפול שלו) יעשה ישירות את ה , Bulkhead-כאשר האחרון יחוזק
מכאנית ע"י קורות Iשירוצו כלפי מעלה עד המפגש עם זוג קורות
החיזוק שנועדו לפלג את עומסי הקנארד בשאר חציצי הגוף ,ובכך
למעשה יחולק העומס שמפעיל הכן ,בשעת עמידה ע"ג הקרקע ,כפי
שמפולגים עומסי הקנארד בשעת טיסה.
תמונה .6.42מראה כללי של כן הנסע והמבנה סביבו
צירי קיפול כן
הנסע מעוגנים
לBulkhead-
תא אכסון כן
הנסע מצוי מתחת
לרצפת תא הטייס ומסגרתו עבה וחזקה (עם חורי הקלה) בכדי לפצות
מבנית על הסרת חלקם התחתון של החציצים באזור בית כן הנסע
עצמו .כמו כן המסגרת עצמה נתמכת בין שתי הקורות לפילוג מאמצי
הקנארד ,ובזאת מוסיפה חוזק מכאני למבנה כולו .דלתות כן הנסע
יחוברו ע"י צירים למסגרת בית כן הנסע ,וכן יותקנו ע"ג מסגרת זו
המפעילים ההידראוליים הנחוצים לפתיחת הדלתות בשעת הצורך.
תמונה .6.42מראה כללי של בית כן הנסע
מסגרת בית כן הנסע עבה
ע"מ לפצות על הסרת
המקטע התחתון
משלושת החציצים
העוברים דרכה
תא
תמונה .6.42
117
אוויוניקה:
תא האוויוניקה הוא שם כולל ל 4-תאי אוויוניקה הממוקמים באזור
הקנארד .זוג מעל וזוג מתחת לאותו מבנה סנדביץ' המקבע את
הקנארד לגוף המטוס .את החלל שמעל לסנדביץ' חילקנו לשני תאים
ע"י מחיצה אורכית ניצבת עם חורי הקלה .תפקיד מחיצה זאת הוא
לתמוך אורכית בחציץ הקדמי ,מאחר ונדרשים פתחי גישה (פנלים
לפתיחה מהירה ) לתאי האוויוניקה ובכך נמנעת מאיתנו האפשרות
למקם מספר של אורכנים לתמיכה בחציץ המדובר .את מכלולי
האוויוניקה נתקין ע"ג תושבות מיוחדות שימוקמו בתוך ארבעת
התאים ,בהתאם לחבילת האוויוניקה הנרכשת עם כל מטוס ומטוס.
ארבעת הפנלים נפתחים ידנית (ללא צורך בכלים ובברגים אשר
מגבירים את הסכנה לנזק מחדירת גופים זרים F.O.Dהעלולים
להישאב למנועי סילון שלנו או של מטוס אחר שיעבור שם אחרינו).
הפנלים תלויים ע"ג צירים ,כך שלאחר פתיחתם הם יישארו על
המטוס ,ולא יתעופפו ברוח או שיאבדו בשדה.
תא ימני עליון
תא שמאלי עליון
תמונה .6.43מראה כללי של חלוקת תאי האוויוניקה
המחיצה האורכית עם מספר האורכנים המועט עקב פתחי הגישה
הרחבים ,מספקים תמיכה נותאה לחציץ הקדמי שאינו מועמס
בכוחות אווירודינאמיים גדולים מדי ע"י הראדום הן בשל גודלו
הקטן יחסית והן בשל הסימטרייה שלו.
בתמונה .6.44מראה כללי של תאי האוויוניקה של המטוס ,עם
מכלול אוויוניקה מורכב ע"ג תושבת לדוגמא
118
תמונה .6.44
119
.6.5חומרים מרוכבים
במהלך הפרוייקט ערכנו סקר לבדיקת שיטות ייצור והרכבה של
חומרים מרוכבים ,במטרה לקבל מושג על מצב השוק של חומרים
אלה ,יתרונותיהם וחסרונותיהם וכן התאמתם לפרוייקט שלנו
מבחינת כלכליות ותחזוקתיות.
שיטות ייצור:
תהליך בתבנית פתוחה בו שכבות של
:Hand lay-up
אריג חיזוק מונחות ידנית על התבנית ומצופות בשרף.
השכבות עוברות הרפיה בלחץ או בוואקום ומתאחדות
ליצירת החלק הרצוי .ניתן לזרז את התהליך ע"י חימום.
שיטה זו נמצאת בשימוש רחב בייצור חלקים לכלי טיס.
תמונה .6.45
עבור חלקים בייצור סדרתי ניתן לעשות אוטומציה לתהליך
ע"י Aoutomatic Tape Lay-up Machineכלומר השכבות
יונחו ע"י מכונה רובוטית .לצורך חיתוך השכבות מוסיפים גם
Aoutomatic Play Cutting Machineשחותכת את האריג
ע"י לייזר ,מים או בצורה מכנית.
תמונה .6.46
תהליך אוטומטי בו סיבים
:Filament Winding
ערוכים של חומר מצופים בשרף ומלופפים על תבנית הנקראת
מנדרל בצורה שתיתן חוזק מקסימלי באחד הכוונים.
בשיטה זו מקובל לייצר חלקים אקסיסמטריים ,לדוגמא
מיכלי לחץ.
121
תמונה .6.47
שיטה זו דומה לשיטה הקודמת
:Tow Placement
אבל כאן מלפפים רצועות של חומר מאובד בשרף ולא סיבים.
לראש הליפוף מחובר מזרק גז שמזרים גז חם ומחמם את
הרצועה כדי להופכה לגמישה יותר ולאפשר ליפוף מדויק.
ראשי ליפוף מתקדמים מסוגלים להניח 12רצועות חומר בו
זמנית.
שיטה זו מאד יעילה ומהירה ומאפשרת ייצור של חלקים
מורכבים כמו להבים של מסוק ותיבות פיתול של כנף.
תמונה .6.48
:Sandwich Constructionפנל מיבני שבצורתו הפשוטה
ביותר מורכב משני לוחות מקבילים של חומר חזק ודחוס
המופרדים ע"י ליבה עבה יחסית של חומר קל משקל ,כגון
חלת דבש או פלסטיק מוקצף.
תמונה .6.49
:Resin Transfer Moldingבתהליך זה שכבות אריג מונחות
בתבנית סגורה המחוברת למערכת הזרקה בלחץ גבוה דרכה
מוזרק השרף .שיטה זו מאפשרת זמני הרפיה קצרים יותר,
אבל בגלל היותה יקרה יותר היא לא נפוצה במיוחד.
121
תמונה .6.50
:Pulltrusionתהליך רציף של משיכת סיבים דרך אמבטיית
שרף לתוך תבנית צורה בה הם מורפים .התהליך דומה
לתהליך השיחול במתכות .בשיטה זו משתמשים ליצירת
חלקים בעלי חתך קבועה.
תמונה .6.51
שיטות הרכבה:
לאחר ייצור החלקים דרוש להרכיבם ולחברם יחד .ישנם
שלוש שיטות הרכבה עיקריות :הרכבה מכנית ,הדבקה
והרפיה משותפת .לכל שיטה יתרונות וחסרונות שונים
המפורטים בחלק זה.
122
תמונה .6.52
תהליך הרכבה בו
:Mechanical Assembly
החלקים מחוברים ע"י מחברים הדומים לאלה המשמשים
בחיבור מתכות :מסמרות ,פינים וברגים .לפני החיבור יש
צורך בתהליך לסגירת פארים ע"י מילויים בנוזל והרפיה
הנקרא.Shimming :
יתרונות
אפשרות לאוטומציה מלאה של התהליך
הוזלת עלויות בייצור של חלקים רבים
אמינות ותחזוקתיות טובה
מאפשר פירוק ההרכבה לצורך הוצאה משירות
חסרונות
תהליך ה shimming-גוזל זמן רב
קידוח חורים בשביל המחברים מפריע לפיזור המאמצים
ומאפשר כניסת לחות
הצורך במחברים רבים גורר משקל הרכבה גדול
תמונה .6.53
:Adhesive Bondingהרכבה ע"י שילוב חלקים מוכנים
( )adherentsבתוך מסגרת מתכתית דקה ( )adhesiveע"י
הדבקה תוך הפעלת כוחות חיבור משמעותיים .יש צורך
בטיפול פני שטח לחומרים לפני ההרכבה .המסגרת מתוכננת
למיזעור מאמצים נורמליים ומאמצי קילוף.
123
יתרונות
פשטות
חיסכון במשקל ועלויות
אפשרות לחבר חלקים מחומרים שונים
שטח חיבור גדול מונע ריכוזי מאמצים
אפשרות ליצירת משטחים חלקים ,שיפור
תחונות אוירודנמיות.
חסרונות
יש אפקטים של התעיפות במסגרת
רגיש לטמפרטורה גבוה ומחזורי טמפרטורה
בדיקת תקינות מסובכת ותחזוקתיות נמוכה
תמונה .6.54
:Co-Curingהרפיה משותפת של מספר חלקים לא מורפים,
תוך התאמת כווני סיבים ויצירת מבנה אינטגרלי אחיד.
יתרונות
תכונות מכניות ויחס חוזק משקל משופרים
חיבור במצב לא מורפה ,גמיש ,מונעת מאמצים שיוריים
ומגדילה את החוזק
חיסכון במספר חלקים ,כתוצאה מכך בזמן הרכבה ,ועלות
הרכבה כוללת.
חסרונות
רוב החסרונות נובעים מהמורכבות של החלק
קשיים בבדיקת תקינות ותחזוקתיות
124
פגמים בייצור יהיו שיקול כלכלי משמעותי
מאמצים תרמיים שנאגרים בחומר בזמן התהליך יכולים לגרום
לדפורמציות.
תמונה .6.55
חומרים חדשים:
חומרים מרוכבים מסוג
:Thermoplastic Composites
זה הם פיתוח חדש של מהנדסי החומרים .המטריצה
הטרמופלסטית שונה בכך שהיא משנה את התכונות
הפסיקליות שלה בהתאם לטמרטורה ולא הכימיות כמו
המטריצות הטרמוסטיות הרגילות .עבור המטריצה
משתמשים בחומרים כמו nylons, terephthalates,
polypropylene and PEEK
אותם ניתן לחזק ע"י סיבי פחמן ,זכוכית או ארמיד.
היתרונות לעומת החומרים המרוכבים הרגילים הם:
חיי מדף אין סופיים
ייצור מהיר יותר
אפשרות למיחזור החומר
תמונה .6.56
125
תרכובת אלומניום זו
:Aluminium - Lithium
מאפשרת רווח של כ 10%-במשקל תוך שמירה על התכונות
המכניות של האלומניום התעופתי הסטנדרתי.
נעשה בה שימוש במעבורת החלל והיא נכנסת לאט לאט
לשימוש בתעופה.
יש קשיים במעבר לשימוש בתרכובת זו עקב סיבוכים בתהליך
היצירה והעיבוד שלה .כרגע ישנה רק תרכובת אחת שפותחה
הנמצאת בשימוש מסחרי ,היא פותחה בשיתוך של בריטניה
וצרפת ומספרה .8090
תמונה .6.57
בדיקת כלכליות:
השתמשנו בתוכנה להערכת מחיר באינטרנת שפותחה ע"י
מומחי החומרים של MITוזו כתובתה:
http://web.mit.edu/lmp/www/composites/costmodel
התוכנה מתחשבת במחיר החומר ובמחיר האיבוד והייצור.
ניסינו להעריך מחיר של חלקים אקסיסמטריים מסיבי פחמן
והמחירים שהתקבלו היו אסטרונומיים ולא תואמים את
שאיפתינו ליצור מטוס מנהלים עם מחיר נמוך.
תחזוקתיות:
גילוי פגמים כגון סדקים ,הפרדות שכבות ,חדירת לחות
וחדירת אוויר בכלי טיס מחומרים מרוכבים ,הינה מסובכת
ודורשת ציוד מיוחד וייקר .גם תיקון פגמים אלה הינו מסובך
וייקר במיוחד עם החלקים הורכבו בהרפיה משותפת או
הדבקה .עובדות אלה מייקרות את מחזור החיים של כלי
הטיס וגוררות בעיות ברישויו.
בחירת חומרים לפרוייקט:
לאור הסקר ההחלטה שהיתקבלה היא לא להשתמש
בחומרים מרוכבים בפרוייקט שלנו וללכת על מבנה
אלומיניום קונבנציאונלי.
126
.6.6אנליזת מאמצים עבור הכנף
הנחות המודל:
הכנף בנויה מאורכנים ופרופילים ללא הסקין.
j,l vturfho vut nkcbh nkt ukt j,l fw/ · באורכנים אין חורי
הקלה (עקב שני הסעיפים האילו הכנף יוצאת כבדה מהצפוי כ-
1200ק"ג במקום ).
העומסים מפולגים בצורת משולש הבנוי משני חלקים ,כאשר
חלק אחד עד התוספות והחלק השני ממנו ,כאשר יש עומס
בקצה בגלל שכנראה שאין מערבולת קצה כנף בגלל מיצבי
הכיוון.
החומר הנבחר הוא אלומניום .2024
הכוח הפועל על כל פרופיל הוא נקודתי.
הבדיקה היא עבור . 4.5g
לצורך המודל השתמשנו בתוכנת COSMOSXpressהנותנת
קרוב ראשוני בלבד.
KN
1.4 0.7
2.2
3
3.7
4.5
6.0 5.2
7.2
11.1
16
20
עיגון
תוצאות:
תמונה .6.58
מבט על ופנים
תמונה .6.59
מאמץ
מקסימלי
127
מאמץ
מקסימלי
מבט על
תמונה .6.60
מבט פנים
מבט צד
תמונה .6.61
128
ניתוח תוצאות:
עיבור מקסימאלי הוא 56מ"מ והוא נוצר בקצה הכנף.
מאמץ מקסימאלי ע"פ ואון מיסס מתקבל 70.9MPaהדבר
גורר מקדם ביטחון של . 1.1
בתנאים הנוכחיים הכנף יכולה לעמוד בעומס אם כי מקדם
הביטחון קטן מדי (ה FAR-דורש לפחות 1.5עבור כנף).
הוספת חתכי הקלה ושינוי לקורות אכן יקל את הכנף אך גם
יגדיל את המאמץ והמעוות שלה ,עם זאת הוספת סקין תקטין
את שניהם.
שימוש בתוכנה יעודית ופילוג מדויק יותר של העומס אמורים
להניב מאמץ מקסימאלי קטן מזה המוצג כאן כך שלמעשה
הבדיקה הזו מחמירה.
ניתן להחליף את האלומניום 2024בחומר חזק יותר ובכך
להעלות את מקדם הביטחון.
129
.7דגם לניסויי מנהרה
.7.1
ראשית דבר:
.7.2
רקע:
תצורת המטוס שנבחרה על אף שנראו כמותה בעולם התעופה היא
נדירה למדי ,מטבע הדברים קשה למצוא ידע על תצורה זו.
אי לכך ניצבו בפנינו מספר קשיים בהערכת המקדמים
האוירודינאמיים של המטוס.
לכן על מנת שנוכל להעריך נכונה את המקדמים האוירודינאמיים של
המטוס ,עלה הצורך בבניית דגם מנהרה.
משחר עידן התעופה הממונעת השתמשו מתכנני המטוסים במנהרות
רוח לבחינת התנהגות אוירודינאמית של כלי טיס עליהם הם שקדו.
החלוצים בתחום היו אורביל ווילבור רייט (האחים רייט) שהגו ובנו
את מנהרת הרוח הראשונה בעולם לאחר שמיצו את יכולות הניסויים
האוירודינאמיים במהלך "נסיעות מבחן" ע"ג אופניהם ,ושאפו לכלי
מבחן עם פוטנציאל מדידה מגוון יותר .מאז ועד היום התפתח תחום
מנהרות הרוח לאין שיעור ,ופותחו תורות שלמות (כגון חוקי הדמיות)
להערכת תכונותיהן האוירודינאמיות של מטוסים בקנה מידה מלא,
כהשלכה של ערכי מנהרה מדודים על דגמים מוקטנים של המטוסים
השונים .לרשותנו העמידה הפקולטה סכום כספי נכבד לבניית דגם
מנהרה מתכתי שישמש כדגם מוקטן של המטוס האמיתי ,וכן
הועמדה לרשונתו מנהרת רוח תת קולית ,שהינה חלק ממתקני
הפקולטה.
תמונה .7.1דגם מנהרה אופייני
131
.7.3
תכן דגם המנהרה:
ביצוע sizingהתחלתי:
לצורך הערכה ראשונית של מימדי הדגם ,וקביעתם לאחר הבאה
בחשבון של כל השיקולים העיניניים הנוגעים בדבר ,נדרש להתחשב
הן בשיקולי המודל עצמו – הדגם ,והן באילוצים המוכתבים לנו מצד
המנהרה על מגבלותיה השונות.
שיקולי דגם:
דגם גדול ככל הניתן ,משיקולי מספר ריינולדס ודיוק צורתי
דגם קל ,כלומר חלול בחלקו ,משיקולי העמסה על העוקץ
(האלמנט בעל אמצעי המדידה עליו מותקן הדגם במהלך
הניסוי )
דגם קשיח ,שיעמוד בעומסים הנוצרים בשעת הניסוי
דגם עמיד בחום ,שיעמוד בטמפרטורה שנוצרת כתוצאה
מחיכוכים אוירודינאמיים בעת הניסוי
דגם בעל גיאומטריה משתנה על מנת שיתאפשר לבחון
מספר
תצורות אוירודינאמים שונות (חופש באפשרות למקם את
הכנף הראשית ומשטחי הקנארד לאורך המטוס)
דגם קל לייצור ,בעל עלות ייצור נמוכה ,ולכן לא קטן מידי
גיאומטריה פשוטה ,לשמירת עלות ייצור נמוכה
עשוי ממספר חלקים קטן
תמונה .7.2מציגה דגם מנהרה אופייני מעוגן בתוך מנהרת רוח .דגם
גדול ,מתכתי ,עשוי ממספר חלקים ,ונאמן בצורתו לצורת המטוס
האמיתי.
תמונה .7.2דגם מנהרה אופייני
131
שיקולי מנהרה:
גיאומטריית חתך המנהרה – המנהרה בעלת
חתך ריבועי
בגודל 1X1מטר
מוטת כנף הדגם צריכה להיות קטנה מmm-
500על מנת
שהדגם לא יחדור עם קצות כנפיו לתחום השפעת קירות
המנהרה .כאשר השפעת קירות המנהרה באה לידי ביטוי
בשכבה ערבולית ,שאינה זניחה מבחינת עובי ,הקרובה לקיר
ועלולה לפגום באופן ודאי בתוצאות הניסויים ,בעיקר
בתצורה כמו שלנו עם מייצבי כוון בקצות הכנפיים -אזור בו
מורגשים אפקטי הקיר .אילוץ זה מכתיב קנ"מ .1:26
חישוב קנה המידה:
Scale = wingspan / max model wingspan allowed
Scale = 13000[mm] / 500 [mm]=26
תמונה .7.3מימדי המטוס (מימין) ודגם המנהרה (משמאל) לאחר הsizing-
הראשוני במ"מ
]500 [mm
]000111 [mm
]11,000 [mm
]423[mm
m
על הדגם לשמור על מרווח ( )clearanceשל 25cmמתקרת
ורצפת המנהרה על מנת שלא לחדור אל אזורי השפעת
הקיר שלהם ,בכדי למנוע פגיעה באמינות התוצאות
המתקבלות מניסויי
המנהרה .הדגם נבדק בקנה מידה ,1:26בהיותו מוצב בזווית
התקפה מקסימלית המיועדת לניסוי (ראה הרחבה בפיסקה
הבאה) ונמצא שאינו חודר לתחום ה 25cm -מתחתית ומתקרת
המנהרה ,ולכן אין בעיה עם קנ"מ זה.
בתמונה .7.4הדגם מוצב בז"ה מקסימלית במנהרה ,ואינו חודר לתחום
השפעת אפקטי הקיר של רצפת ותקרת המנהרה (מרחק של עד 25cm
מהן)
132
תמונה .7.4
אחוז חסימה קטן מ .4%-משיקולי ספיקה
תקינה של מנהרת
הרוח –יש לוודא כי אין שטח ההיטל המקסימלי של המטוס
שרואה הזרימה עולה על 4%מכלל שטח חתך המנהרה.
תמונה .7.5היטל הדגם בזווית התקפה 16ºיחסית לכוון זרימת האוויר בחתך
המנהרה
אנו יעדנו את הבדיקות על הדגם להתבצע עד זווית התקפה הגבוהה
ב 2º -מזווית ההזדקרות של המטוס שהיא ,14 ºכלומר זווית התקפה
מקסימלית למטוס (כאשר הדגם כבר מזוקר) של .16ºזוהי הזווית
שיוצרת את שטח ההיטל המקסימלי של המטוס יחסית לזרימת
האוויר .מבדיקה של אחוז החסימה עבור קנה המידה הראשוני
שנבחר ,1:26 ,עולה כי אחוז החסימה עבורו הינו 2.15%הקטן מן
הסתם מהמגבלה העליונה של 4%ולכן אין בעיית ספיקה עבור קנה
מידה זה.
133
להלן פירוט החישוב:
4%
< Blocking Percent
Max blocking area of: ...4x 1.. x 100 = 400 cm²
מחישוב שטח ההיטל עולה:
At 1:26 scale @ 16º AOA : Blocking Area=215 cm²<400 cm²
!!!O.K
Blocking Percentage = 215/10000(x100%)=2.15%<4%
אי לכך ,לאחר שכל התנאים מולאו ,נבחר לבסוף קנה המידה הסופי
לדגם1:26 :
.7.4
תכן מפורט של חלקי דגם המנהרה:
.7.4.1כללי:
לאחר שבוצעה קביעת הגודל הראשונית של הדגם ,בוצע תכן
מפורט של חלקיו השונים ,תוך מתן דגש לשמירה על הקווים
המנחים הבאים:
עלות ייצור כוללת נמוכה ,מתאימה לתקציב שהוקצה
עד₪ 20,000
נאמן לצורה של המטוס האמיתי
ייצוריות – על הדגם להיות מיוצר בקלות ,על מנת לשמור על
עלות יצור נמוכה
פשטות -על הדגם להיות פשוט ,ללא תוספות מייקרות ,שניתן
להסתדר בלעדיהן כגון :כני נסע ,צינורות פליטה של המנועים
וכו'...
מספר חלקים קטן -מוזיל עלויות ייצור
בעל גיאומטריה משתנה למתן אפשרות בחינת מספר תצורות
אווירודינאמיות (מודולארי)
התקנה על "עוקץ" מנהרה סטנדרטי שנמצא בשימוש במנהרות
הפקולטה
מרכז החישה של ה"עוקץ" יושב במרכז האווירודינאמי
קנה מידה 1:26
תמונה .7.5דגם מנהרה אופיני בשימוש התעשיה ,מרובה
חלקים ,מתכתי ,מדוייק ומודולארי .חורג בהרבה
ממסגרת התקצב שלנו.
134
תמונה .7.5
את תהליך תכן חלקי הדגם ביצענו במהלך 4איטרציות שתפורטנה
בהמשך (עד לגרסאת הייצור) ,כאשר הדגם הולך ונעשה פשוט יותר
ויותר מאיטרציה לאיטרציה לאחר ביצוע פשרות "כואבות" בדיוק
הצורה של הדגם שהלכה והתרחקה לה מזו האמיתית של המטוס
המקורי .לצערנו הרב ,בדיעבד הסתבר ,כי עליות היצור שהוצעו
במכרז לבניית הדגם ע"י מספר ייצרנים שנבחרו על ידי הפקולטה
היו גבוהות ממסגרת התקציב (כמעט כפול ממנו) ,ולכן לבסוף הדגם
לא יוצר.
.7.4.2איטרציה ראשונה:
באיטרציה הראשונה תוכנן הדגם להיות מורכב מ 14-חלקים כאשר
3מהם הם חלקים כפולים (מייצב כוון ,פיילון לתליית המנוע
והמנוע עצמו) .צורת המטוס נשמרה בקפדנות למעט המקטע
האחורי של הגוף כפי שיפורט בהמשך .הכנף והקנאד מתוכננים
להתקנה בשני אופים שונים (כנף קדמית ביותר וכנף אחורית ביותר
וההיפך) ,כאשר נעשה כאן שימוש בתותבים שימלאו את מקום
הכנף/קנארד לאחר שמוקמו בפוזיציה השניה .מרכז החישה של
העוקץ תוכנן להיות במרכז האוירודינאמי ועל כן מיקום קדח
העוקץ הוא בתחתית הגוף (בגובה הכנף) .הכנף הראשית נעה על גבי
מסילה קדימה/אחורה (כזכור רק שני מצבים בשלב זה) .באיטרציה
זו לא בוצע תכן מפורט של אמצעי חיבור החלקים השונים.
תמונה .7.6מראה הדגם באיטרציית התכנון הראשונה מורכב ,ומפורק על חלקיו השונים
135
גוף המטוס:
גוף המטוס תוכנן תוך כדי שמירה קפדנית על ה contour -של
המטוס האמיתי ,החרטום עד לסוף המקטע הגלילי של הגוף .חלקו
האחורי של הגוף הותאם לאכלס את קדח תקנת ה"עוקץ" וכן
להוות המשך למסילת התקנת הכנף ,אי לכך צורתו שונה
מהצורהמקורית.
השוני בצורה מתבטא בכך שלכל אורכה של המסילה נשמר רדיוס
גוף קבוע בגחון המטוס ,אותו הרדיוס של הגוף באזור תא הנוסעים.
כזכור ,המסילה נועדה להקנות אפשרויות מיקום שונות של הכנף
בתחום היציבות של מטוס אשר חושב מראש.
המסילה להתקנת הכנף ,מסתיימת בנקודה האחורית ביותר בה ניתן
להתקין את כנף המטוס ,מבחינת תחום היציבות.
נקודה אחורית ביותר של שפת הזרימה (בכל התצורות)
תמונה .7.7השוואת היטלי הצד בין הדגם והמטוס האמיתי
שני תצורות מסילה נבחנו:
מסילה עם שקע העוטף את חיפוי קדח העוקץ –
כאשר העוקץ ממוקם כך שמרכזחישה שלו יושב
במרכז האווירודינאמי של המטוס ,לשני מצבי
התקנת כנף-קנארד.
תמונה .7.8תצורת מסילה ראשונה ,עם תותב יחיד (שני
136
מצבי התקנת כנף)
מסילה ללא שקע ,מישורית ,בעלת 3או 4
"תותבים" זהים להתקנת הכנף ב 4-או 5מצבים
שונים בהתאמה ,כאשר העוקץ ממוקם מעל למרכז
האווירודינאמי (זוהי למעשה איטרציית ביניים
המבוססת על האיטרציה הראשונה)
תמונה .7.9תצורת מסילה שנייה – מסילה מישורית ,עם 3תותבים
תמונה .7.10תצורת מסילה שנייה 4 ,תותבים מאפשרת 5מצבי התקנת כנף.
הגוף אינו עשוי מקשה אחת ,אלא משני חלקים (קדמי ואחורי) על
מנת לאפשר גישה,מקובל ,להתקנת העוקץ .לכן חרטום המטוס נפרד
מחלקו המרכזי של הגוף.
כמו כן נקדחו קדחים ,להפיכת חלקי הגוף לחלולים בחלקם על מנת
להוריד את משקלם של פריטים אלו.
137
חיבור החלקים מתבצע ע"י 4ברגים המותקנים בניצב לכוון הזרימה
(חודרים בכוון צירי נימה אל הגוף) ובכך מופחת הגרר שהם יוצרים.
הברגים עוברים דרך טבעת החיבור בין שני החלקים.
טבעת זו משמשת גם לקיבוע זוויתי הדדי נכון של שני חלקי הגוף –
האחד ביחס לשני.
בתמונה .7.11נראת חלוקת הגוף לשני חלקים מרכזיים ,כאשר
החלקים חלולים חלקית.
כמו כן ניתן לראות את טבעת ההתאמה לחיבור בין שני החלקים
שהינה חלק אינטגרלי ממקטע הגוף המרכזי.
.7.11
תמונה
כנף המטוס:
כנף המטוס עשויה ממקשה אחת .הכנף זהה בצורתה לכנף המטוס
המקורית ,כלומר ,בעלת גיאומטריה זהה ,פרופיל אווירודינאמי זהה
וכן אותו הדיהדרל.
מקטע הכנף כולל גם בבסיסו את החלק המשלים של הגוף (מקטע
גחון) באזור בוהכנף מותקנת ,המשמש גם כמתאם לצורך הרכבה
פשוטה של הדגם.
תמונה .7.12מראה כללי של כנף המטוס ,יחד עם האלמנטים
המתחברים אליה ,והתותב שנועד להשלים את גוף המטוס לאחר
התקנת הכנף ע"ג מסילתה.
הכנף בנוסף תוכננה להיות החלק שאליו מתחברים אלמנטים נוספים
של המטוס ,פיילוני המנועים (שעליהם מותקנים מנועי המטוס)
ומייצבי הכוון.
הכנף עשוייה מחומר מלא (לא חלולה) ,משיקולי יצוריות וחוזק
מכאני.
תמונה .7.13מאפשרת לראות את חתך מסילת החיבור לגוף ,וכן את
זווית הדיהדרל.
138
תמונה .7.12
תמונה .7.13
חרטום המטוס ומכלול הקנארד:
חרטוס המטוס ,המהווה את החלק שסוגר את גוף המטוס ,לאחר
התקנת הגוף עלהעוקץ ,מאכלס את מכלול הקנארד .באיטרציה זו
דובר על 2מיקומי קנארד בלבד,ולכן הוכנו שתי מגרעות מתאימות
להתקנת הקנארד בחרטום ,בהתאם לחישוב המיקום שבוצע מראש.
משטח הקנארד ,עשוי מקשה אחת ,וזהה בצורתו ובפרופילו לקנארד
של המטוס האמיתי .אותו הקנארד מיועד להתקנה בשתי
הקונפיגורציות (קדמית ואחורית בחרטום).
את החרטום חותם חלק שסוגר על שתי מגרעות התקנת הקנארד
אשר משלים את צורת החרטום מלמטה .בנוסף הוכנו שני תותבים
אשר ממלאים את חלל המגרעת להתקנת הקנארד ,שאינה בשימוש.
הגיאומטריה של החרטום הכתיבה כי שני תותבים אלו לא יהיו
זהים ,ועל כן בכל תצורה רק תותב אחד יהיה מותקן בדגם – למשל
כאשר יותקן קנארד קידמי ,יעשה שימוש בתותב האחורי אשר יותקן
במגרעת הקנארד האחורית ויסתום את החור הפעור בו.
חיבור החלקים יעשה ע"י שני ברגים; אחד שיחדור דרך המגרעת
הקדמית ,ואחד באחורית ,אשר יקבעו את הקנארד/תותב בהתאם
לצורה שתוכתב לניסוי.
שני הברגים סוגרים גם את את החלק התחתון של החרטום,
שמתפרק לצורך גישה להתקנת הקנארד והתותב הרלוונטי.
139
תמונה .7.14
תמונה .7.14מציגה את אופן התקנת חרטום המטוס ומכלול הקנארד,
באמצעות שני ברגים החורדים בניצב לכוון הזרימה.
בתמונה זו ניתן לראות התקנת קנארד קידמית ותותב אחורי במגרעת
פנוייה ,וכן את החלק התחתון המאפשר גישה להתקנת הקנארד.
מנוע המטוס:
מנוע המטוס הינו העתק גיאומטרי מדוייק של המנוע המקורי ,למעט
סגירת פתחים הקיימים במנוע אשר עלולים להוות בעיה
אווירודינאמית בעת ניסויי מנהרה.
כונס האוויר הקידמי חופה ע"י כיפה מתאימה ,והפתח בין קצהו
האחורי של חיפוי המנוע לספינר נסתם אף הוא .בנוסף בדגם לא
הוספו צינורות הפליטההצידיים של מנוע הטורבופרופ לצורך שמירה
על עלות ייצור נמוכה.
תמונה .7.15דגם מנוע המטוס ,חלק ,אווירודינאמי ,ונטול מדחף
141
.7.4.3איטרציה שנייה:
באיטרציה השניה הושם דגש יתר על יצוריות ופשטות הדגם ,תוך כדי
חתירה לעמידה במסגרת התקציבית שעמדה לרשותנו .מספר חלקי
הדגם ירד מ 14-באיטרציה הראשונה ל 11-באיטרציה זו ,כאשר גם
כאן 3חלקים מהם הם חלקים כפולים (מייצב כוון ,פיילון לתליית
המנוע והמנוע עצמו) .הנאמנות לצורת המטוס שאפיינה את
האיטרציה הראשונה ,פינתה מקומה לפשרות גיאומטריות לצורך
הוזלת עלויות יצור חלקי הדגם .חלקים עגולים ,כגון מקטע גוף
מרכזי והמנועים תוכננו להיות אקסיס-סימטריים ,הגיאומטריה של
אלמנטי הדגם פושטה כדוגמת תכן מייצבי כוון שטוחים ופיילוני מנוע
שטוחים.
תמונה .7.16מנוע המטוס האמיתי ,עם פתחים ,וצינורות פליטה
באיטרציה זו שונתה שיטת חיבור הכנף .במקום כנף מתכווננת ע"ג
מסילה שניתן עגנה במספר קטן של תחנות ,ניתן למקם את הכנף
באיטרציה זו בכל נקודה שנבחר בטווח היציבות שחושב מראש,
כאשר קיבועה לגוף נעשה ע"י לחיצה של לשונית ,המשמשת גם כחלק
המשלים של הגוף בתחתית הכנף.
ההידוק מתבצע ע"י סגירת ברגים שלוחצים את הלשונית לגוף
וצובטים את הכנף ובזאת תופסים את הכנף בלחץ רב.
את אי מושלמות הגוף מבחינה גיאומטרית בתצורה זאת מתקנים
ע"י הזרקת סיליקון שממלא את החללים הקיימים ומשלים את
צורת הגוף.
בתמונות .7.17ו .7.18-החלקים הצבועי בכחול עברו שינוי
באיטרציה הנוחכית.
141
תמונה .7.17מראה הדגם באיטרציית התכן השנייה מורכב ,ומפורק
על חלקיו השונים
תמונה .7.18שלושת היטלי הדגם באיטרציית התכן השנייה
142
תמונה .7.19שרטוטי הרכבת הדגם
143
גוף המטוס:
גוף הדגם תוכנן מחדש ,תוך כדי התמקדות בגיאומטריה פשוטה,
שתהיה זולה לייצור.
גם כאן נשמר הצורך לתכנן גוף העשוי משני חלקים מרכזיים:
חרטום הדגם וחלקו האחורי של הגוף ,כאשר האחרון הינו אקסיס-
סימטרי.
שיטת החיבור בין החרטום למקטע הגוף המרכזי ,זהה לשיטה של
האיטרציה הראשונה (טבעת חיבור).
ה"עוקץ" יושב על ציר הסימטריה של הגוף.
חלקו התחתון של הגוף חתוך לצורך התקנת הכנף הראשית .שיטת
חיבור הכנף לגוף תידון בהרחבה בהמשך.
תמונה .7.20שני חלקי הגוף המרכזיים :החרטום והמקטע הראשי -עם המגרעת להתקנת
הכנף
תמונה .7.21המקטע הראשי של הגוף -מבט על מקום חדירת ה"עוקץ" לדגם וכן על המגרעת להתקנת
הכנף
144
כנף המטוס וחיבורה לגוף:
באיטרציה זו שונתה שיטת חיבור הכנף לגוף .במקום אפשרות
לחיבור הכנף במספר פוזיציות סופי ע"ג מסילה ושימוש בתותבים
כממלאי מקום ,להשלמה אווירודינאמית של צורת הגוף ,יושמה
באיטרציה זו האפשרות למקם את הכנף בכל נקודה שנחפוץ בתחום
היציבות ,כאשר קיבועה נעשה ע"י הידוק לשונית היושבת מתחת
לכנף אמצעות מספר ברגים ,כלומר קיבוע באמצעות הידוק .שינוי
שיטת חיבור הכנף אילצה תכן מחודש של בסיס הכנף.
כעת במקום בסיס כנף בצורת גוף עם חתך תואם למסילת הקיבוע,
תוכננה הכנף לא בסיס מיוחד.
בבסיס הכנף ,נקטם חלקה הקידמי של הכנף שנבלע בגוף עד לקו
יציאת ה "strakes"-מהגוף ,וכן הושטחו שיאי העקימון העליון
והתחתון בקו הסימטריה לצורך שימוש כבסיס מישורי להשקה עם
הגוף ועם הלשונית הסוגרת בלחץ את הכנף לגוף.
את אי המושלמות הגיאומטרית בחיבור משלימים באמצעות
סיליקון.
תמונה .7.22מבט על חיבור גוף כנף ,באמצעות לשונית בגחון המטוס ,במצב מפורק
תמונה .7.23מבט על חיבור גוף כנף ,באמצעות לשונית בגחון המטוס ,במצב מחובר
וכנף קדמית
145
חרטום הדגם:
חרטום הדגם החדש עשוי מקשה אחת ,עם קדח מלבני להתקנת
הקנארד בכל תחום היציבות שחושב מראש.
התקנת הקנארד ,בדומה לכנף הראשית נעשית אף היא ע"י לחיצה,
באמצעות בורג הידוק המצמיד בכח את חלקו התחתון של החרטום
שמתחת לקדח הקנארד ,ובכח צובט את הקנארד ומקבעו במקום בו
הוא הונח.
את אי המושלמות הגיאומטרית של הגוף ,מתקנים בעזרת איטום
סיליקון.
צורת החרטום נאמנה לצורת חרטום המטוס האמיתי.
תמונה .7.24היטל צד של חרטום המטוס עם קדח להתקנת
הקנארד .צורת החרטום כצורת חרטום המטוס האמיתי.
חרטום המטוס חלול בחלקו האחורי לצורך הפחתת משקל הדגם
הכולל .שיטת חיבורו למקטע הגוף הראשי דומה לזו שתוכננה
באיטרציה הראשונה – טבעת ישור וחיבור ,שהינה חלק אינטגרלי
ממקטע הגוף הראשי החודרת לחרטום ומקובעת באמצעות 4ברגים
העוברים דרכה.
תמונה .7.25היטל צד של חרטום המטוס ( )Wire Fameהממחיש את הקדח
הפנימי בחרטום
תמונה .7.26מראה
כללי של חרטום
הדגם
מ
נ
ו
ע
ה
ד
ג
ם
146
ופיילון התליה שלו:
בכדי להוזיל את עלות יצור הדגם ,תוכנן מנוע הדגם לבסוף כאקסיס-
סימטרי ,כלומר נעשתה כאן פשרה גיאומטרית – ויתור על נאמנות
הצורה לצורת מנוע המטוס האמיתי לצורך הקטנת עלויות.
באיטרציה זו ,בנוסף להפיכת הצורה לאקסיס-סימטרית ,הוחלקה
צורת המנוע לצורה אוירודינמית יותר ,דמויית טיפה ,לצורך הקטנת
הגרר.
תמונה .7.27א' דגם המנוע ,קונפיגורציה ראשונה
ע"מ להוזיל את עלויות היצור יתר על המידה ,תוכננה גם
קונפיגורציה שנייה של המנוע ,אקסיס-סימטרית אף היא ,ופשוטה
ביותר מבחינה גיאומטרית ,גוף גלילי ,חרטום כדורי ומקטע אחורי
בצורת חרוט.
בנוסף לתכן המנוע המחודש ,תוכננן גם פיילון חדש ,אשר גם הוא
מתאפיין בעלות יצור נמוכה.
הפיילון כעת הינו ללא משיכה אחורנית ,כלומר מלבני בהיטל הצד,
להבדיל מהצורה המקבילית כפי שתוכנן במטוס האמיתי .כמו כן
הפיילון עצמו שטוח לחלוטין ,עם שפת התקפה ושפת זרימה מעוגלים
לצורך הקטנת הגרר ,כאשר באיטרציה הקודמת הפיילון התאפיין
בחתך פרופיל אווירודינאמי סימטרי.
תמונה .7.27ב' דגם המנוע בקונפיגורציה השנייה ,עם הפיילון
147
.7.4.4אטרציה שלישית ורביעית
למעשה שתי האטרציות האחרונות הן שלב אחד שכלל פישוט נוסף
של הדגם ע"י לינאריזציה של המודל והוספת קרובים גאומטריים
לצורות שעדיין נראו כיקרות ליצור ,השלב מופרד לשתי אטרציות
זאת מפני שלאחר הכנת סרטוטים ליצור נדמה הייה כי הדגם נשאר
מסובך ויקר לכן הייה צורך בשינוי נוסף לגאומטריה.
בשלב זה של התכנון (לאחר אטרציה שניה) רצינו להפיק סרטוטים
ליצור לשם כך עצרנו להסתכל האם הדגם נראה כמו שיעמוד
בדרישות התקציב ועדיין ישאר נאמן למקור כלומר ניסוי בו יניב
תוצאה ברת משמעות שירטוטי היצור שהפקנו בשלב זה הם
האטרציה השלישית.
נציג אם כאן את שרטוטי היצור הבעיתיים לכאורה של האטרציה
השלישית ואחר כך את השירטוטים המשודרגים הם האיטרציה
הרביעת ,שרטוטי הרכבה המלאים ושאר תמונות הדגם מופעים
בנספח.
תמונה .7.28מציגה את חלק הגוף האחורי של הדגם ניתן להבחין
במבט הצד כי הגאומטריה באחורי (בתמונה משמאל) הדגם היא
מסובכת למדי ,ריבוי החתכים השונים והגדרת הקונטור לפיהם
נראתה כמסובכת.
תמונה .7.28מבט צד על חלק הגוף האחורי
בתמונה .7.30נראים מבטיו השונים של המונע.
ישנה בעיה בהגדרה ליצור של הקונטור באזור שבין החרטום
המשולש לבין האחורים המעוגלים ,הסיבה לכך נעוצה בעובדה
שהמנוע מדמה את הגאומטריה של המנוע הנבחר לפי תמונות זאת
בהעדר נתוני יצרן על גאומטריה ספציפית זו ורצון לעקב אחרי
המקור.
148
תמונה .7.29שלושה מבטים של חלק הגוף האחורי
תמונה .7.30המנוע אטרציה שלישית
רכיב שנצפה כבעיתי ובעל גאומטריה בלתי מחויבת לצורכי הניסוי
הוא הפילון כאשר בתמונה .7.31אפשר לראות כי מאיפה שלא
מביטים בו הוא נראה קשה ליצור כאשר ברור לחלוטין שלוח שטוח
יספיק בהילט בכדי לדמותו.
149
תמונה .7.31הפילון אטרציה שלישית
תמונה .7.32כיסוי הכנף אטרציה שלישית
גם כיסוי הכנף שמוצג בתמונה .7.32הוא רכיב משני למדי אשר
במבט הצד שלו מאפשר להבחין בגאומטריה המשונה שלו ובמבט על
רואים את הקושי בהגדרת הקונטור שהוא תוצא של חיתוח הגוף
המקורי לכדי כיפת חיפוי אוירודינמית ,הדבר משאיר אותנו עם רכיב
שאומנם מדמה הייטב את גוף המטוס אך קשה ליצרו.
מגבלה אחרונה שרצינו להסיר העדר הקונצנטריות ברכיב האף
(תמונה ,).7.33הדבר גורר צוך להגדיר ע"י חתכים מרובים את
הקונטור במבט צד או מבט על.
151
תמונה .7.33רכיב האף שלושה מבטים
להלו נציג את התיקונם שהוכנסו לרכיבים הבעיתיים והם האטרציה
הרביעית ,כאמור שאר סרטוטי היצור סרטוטי הרכבה ושאר תמונות
של הדם מצורפות בנספח.
תמונה .7.34שלושה מבטים של חלק הגוף האחורי
בתמונה של חלק הגוף האחורי בצורתו הסופית (תמונה ).7.34נראה
הגוף דומה למדי למקור אך אין קווי גוף שאינם ישרים או פרבולים
כלומר מבחינה מתמטית קוי המתאר של הגוף הם לכל היותר
משוואה מסדר שני ,הדבר כמובן משפר את היצוריות של הרכיב.
תמונה .7.35משלימה את סרטיטי היצור עבור החלק האחורי של
הגוף ובצורה פשוטה ונעימה לעיון מוגדר אחד החלקים המסובכים
ביותר בדגם.
151
תמונה .7.35מבט צד ומבט על מלווים בחתך פנים
תמונה .7.36מציגה את חרטום הגוף כפי שנרמז בהתיחס לאיטרציה
השלישית לשם הגרה קלה ליצור רצינו למרכז רת כל חתכי הגוף
סביב נקודה אחת הדבר נעשה תוך שמירה על אופיו המקורי של
העקימון העליון (במבט צד) של הרכיב.
התשלום על שינוי זה בא בדמות אי התאמה בעקימון התחתון אך
העדפנו לשמור לפחות אל חלק מסוים מהקונטור המקורי ולא לשנות
את שתי העקימונים.
תמונה .7.36חרטום הגוף אטרציה רביעית
תמונה .7.37מציגה את השינו במנוע כאשר המקטע המרכזי הוא
קרוב לינארי של המנוע המקורי והחרטם הוא חרוט קונצנטרי
שמתאים לצורת החרטום הקודם וכן משלים את התצורה המקורית
המקורבת ע"י קו ישר.
152
תמונה .7.37מנוע אטרציה רביעית
התמונה הבאה ( ).7.38מציגה את השינוי הדרסטי ביותר שנעשה
בשלב האטריה הרביעית והוא השינוי לפילון שתוכן מחדש כפלטה
מלבנית דקה (אם כי לא בקנ"מ של שאר הגוף לשם איפשור קדחים
לחיבור).
תמונה .7.38פילון מחודש
את הכיסוי לכנף תכננו מחדש כמעין מקטע חרוט הדומה לגוף
המטוס הכיסוי מותאם לכנף אך במידה והשינוי יצור כיסי אויר
הפתרון המוצע הייה למלאותם סיליקון השינוי היה הכרחי לשם
הגדרת הרכיב אחרת הוא לא ניתן להגדרה על הניר.
153
תמונה .7.39כיסוי הכנף אטרציה רביעית
למעשה החלקים שלא עברו שינויים הם הכנף והקנרד שהם לב
הניסוי במנהרת רוח ולכן נשארו נאמנים למקור ובנוסף הסטרייקים
שהיו מן האטרציה הראשונה מוגדרים הייטב.
כל הרכיבים וסרטוטי ההרכבה מופיעים בנספח.
154
.7.4.5הרכבת הדגם ובחירת ברגים
הרכבת הדגם ומיקום הברגים :אחרי האיטרציה האחרונה הגוף
מורכב משני חלקים על מנת שיהיה ניתן לפרקו פעולה הדרושה כדי
לחבר ולהוציא את העוקץ.חיבור שני החלקים יעשה ע"י הכנסת
החלק הקידמי לאחורי (אחרי יצירת מדרגה בחלק האחורי שיוצרת
מן תבעת פנימית) ועיגון של שני החקים ביחד בעזרת 3ברגים כדי
למנוע תזוזה וסיבוב בין שני החלקים.
בחלק הקדמי יהיה חריץ כדי להכניס את הקנרד כחלק אחד ,החריץ
יהיה בצורה כזו שתאפשר שימוש בכרסום יחיד כדי להקטין עליות.
העיגון יעשה ע"י בורג שיכנס בתחתית הגוף ויעבור גם דרך הקנרד
סיבוב הקנרד ימנע ע"י החריץ עצמו.
בתוך החלק האחורי של הגוף ישנו מלבן בו יתאפשר תזוזת הכנף.
צורת המלבן תאפשר שימוש בכרסום יחיד שיזוז במישור אחד בלבד
וע"י כך תוזיל עלויות .בגלל שתזוזת הכנף מאוד קטנה (מקס' 10
מ"מ) החיבור בין הגוף לכנף יעשה ע"י 2ברגים בכל פעם כדי למנוע
את תזוזת הכנף ,כאשר המרחק בין חורי הברגים בגוף הוא קבוע וכנף
משתנה כך שכדי להזיז את הכנך צריך להתאים כל פעם בין סט אחר
של חורים .חיבור זה לאומת חיבור בעזרת תעלה נבחר בגלל שתזוזת
הכנף קטנה ומיקום הקנף מדויק יותר .
מתחת לכנף מתחבר "חיפוי כנף" זהו חלק הנוצר כדי למנוע את
ניתוק הזרימה מתחת לקנף עקב הזזת בגלל שהוא קטן באופן יחסי
החיבור שלו מתאפשר רק ע"י בורג יחיד והצמדה לגוף כדי למנוע
סיבוב מיקום החיבור משתנה עם הזזת הכנף בדומה לחיבור כנף גוף.
בפילון החיבור בין מנוע לכנף ישנם שני קדחים לאורכו כדי לאפשר
גם את חיבור המנוע וגם חיבור לכנף בעזרת בורג מכל כיוון והקטנת
עלויות.
חיבור מיצבי הכיוון לכנף נעשה בעמצאות שני ברגים כדי למנוע
תזוזה וסיבוב.
תמונה .7.40
בחירת ברגים :לבחירת ברגים השתמשנו במספר קרטריונים:
הברגים חייבים לעמוד בכוחות הגזירה הנוצרים.
מספר מואט ככל הניתן של סוגי ברגים וכמותם
מבלי לפגועה בסעיף 1
155
שימוש בברגים סטנדרתים.
הברגים חיבים להיות בעלי ראש שטוח כדי לא
לפגוע בזרימה סביבם.
כדי לקבוע את עמידות הברגים לגזירה השתמשנו בנוסחאות הבאות:
1
V 2 Apart
2
כוח שנוצר עקב זרימה מציפה:
Apart
כאשר
Faer
הוא החלק מול הרוח.
כוח גזירה על בורגFshe she Abolt :
כאשר sheמקדם כח הגזיר והוא נתון בתבלאות .
Aboltשטח חתך הבורג שיגזר.
כוח אורודינמי שנוצר עבור שטח חתח של 0.5 m 0.5 m 0.25 m2
(כל השטח בו יכול לעמוד הדגם והוא גדול בהרבה משטחו של חלק
אותו אמור להחזיק בורג) ומהירות של sec
המנהרה נקבל כח של Faer 382.9 N
50 m
שזה נתונים עבור כל
עבור - she 0.345 GPaמקדם של פלדה רכה ושטח בורג של
6
( 1mm 1 mm 110 mשטח ברגים מאוד קטנים שבכלל לא נלקחו
בחשבון) נקבל כוח גזירה של Fshe 545Nזאת אומר שגם עבור
תנאים קיצוניים אילו הברגים לא יכשלו.
כך שבמקרה שלנו מקדם הביטחון הוא לפחות 10לגזירה של בורג
ובמקרה הכי גרועה את רוב החלקים חוץ מהקנף ניתן להדביק בנוסף
לברגים.
בסופו של דבר נבחרו הברגים הבאים :
1/4 - 20 הברגים העיקריים ,נבחרו כי הם נפוצים
והקידוח בשבילם הוא פשוט לכן מוזיל עלויות.
#5 – 40 בגלל נמצאים במקומות בהם לא ניתן
להכניס את הסוג השני של הברגים כמו בחיבור
מיצבי הכיוון לגוף.
5/16 – 24 בורג המשמש כדי להפריד בין הגוף
לעוקץ.
156
.7.5דגם מנהרה-סיכום:
קונפיגורציית המטוס הלא שיגרתית ,כנף-קנארד ,הקשתה על אופן
הערכת המקדמים האווירודינאמיים של המטוס ,מאחר והידע בנושא
זה אינו רב ,וכל שכן החומר שהתפרסם בנושא זה .מכאן עלה הצורך
בדגם מנהרה שיאיר את עינינו בנושא זה ויספק לנו את הידע הנדרש.
לאחר גיוס תקציב פקולטי שעמד על ,₪ 20,000הותנעה פעילות תכן
של דגם מנהרה.
במהלך פעילות זאת נלמד ע"י הצוות רבות אודות מנהרות רוח ודגמי
ניסוי ,ובוצע תכן איטרטיבי של דגם מנהרה ,תוך מתן דגש חזק על
פשטות היצור בכדי לעמוד במסגרת התקציבית שנקבעה מראש.
במהלך כל איטרציה שנעשתה ,התרבו הפשרות הכואבות
בגיאומטריית הדגם על מנת להוריד את עלויות היצור ,עד לאיטרציה
האחרונה בה הערכנו כי עלות היצור תיהיה סבירה.
בתום איטרציית התכן האחרונה ,הופקו שרטוטי ייצור ,ויצאנו
למכרז ,באמצעות איש הרכש של הפקולטה ,מר אלי כהן .במכרז
השתתפו בתי מלאכה שנמצאים בקשרי עבודה עם הטכניון וטיב
עבודם מוכר ,אך יחד עם זאת ,לדאבוננו הרב ,ההצעה הזולה ביותר
שהתקבלה היתה גבוהה באופן משמעותי מהתקציב שהוקצה לנו ,ועל
כן נאלצנו בלב כבד לסגת מרעיון יצור הדגם.
חשוב לציין עם זאת שלמרות אי השגת המטרה הנכספת – הדגם,
צברנו ידע רב ואף יישמנו אותו באיטרציות התכן השונות ,כך שלא
יצא שכרנו בהפסד ,אלא קידמנו את ידיעותינו בנושא עלום זה שאינו
נלמד באופן מסודר בפקולטה להנדסת אווירונאוטיקה וחלל.
157
סיכום
כאשר עמדנו בפתחו של הפרויקט עמדו בפנינו מספר אתגרים ,חלקם נגעו
במהות עבודת צוות הנדסי מולטי דיסיפלינריי וחלקם האחר היו לימודיים
הנדסיים.
את האתגרים הלימודיים היטבנו להגדיר מן הצעד הראשון ,הגדרת
הפרוייקט ,תכן ראשוני ,בדיקת האפשרויות ,התמקדות וכניסה לפרטים
טכניים יותר ,אולם את האתגר החבוי שבהבנת דרך העבודה הנכונה בצוות
הנדסי היה עלינו ללמוד עם התקדמות הפרויקט.
מבחינת היעדים הפרקטיים של הפרויקט דהינו עמידה בנקודת העבודה
שהצבנו לעצמנו ,תכן מפורט של חלקי מבנה ובנית דגם המנהרה ,ישנה
בהחלט שביעות רצון מעמידה ביעדים ,חרף האכזבה שבאי הוצאתן לפועל
של תוכניות המגירה לדגם המנהרה.
נציין בהקשר זה כי עצם המחשבה והעבודה על תוכניות מגירה אלו סיפקה
חוויה לימודית טובה וחשובה ,עדות לתהליך למידה זה היא מספר
האטרציות שעבר הדגם והשינויים במהלך אטרציות אלו.
האתגר האמיתי שכאמור חבוי בפרוייקט מסוג זה הוא ההכנה של
הסטודנטים לקראת הכשרתם הקרבה כמהנדסים ,כל אחד מאתנו בהחלט
הרגיש על בשרו את הטלטלות ומידת התאום הדרושים בעבודה מתואמת של
צוות הנדסי וייטב אם ידע ליישם את הידע שרכש בעתידו כמהנדס.
158
© Copyright 2024