Samoloty tandem i kaczka. Projekt Aleksandra Makarowa: Slavia - Samolot marzeń - Odniesienie historyczne. Dlaczego przedni poziomy ogon?

SCHEMAT STATKU POWIETRZNEGO „KACZKA”

Ponieważ pierwszy samolot cięższy od powietrza, który wzbił się w powietrze, Flyer braci Wright (1903), został zbudowany według schematu, który dziś znany jest jako „kaczka”, logiczne wydaje się rozpoczęcie historii samolotów o niekonwencjonalnych schematach z samolotami tej klasy.

NIEPRAWIDŁOWE OKREŚLENIE

Po pierwsze, termin „kaczka” jest mylący. Pod „kaczką” w lotnictwie powszechnie przyjmuje się, że samoloty, których stabilizator poziomy i windy znajdują się przed skrzydłem, a nie za nim. Termin ten można równie dobrze odnieść do sterowców i szybowców. W szczególności wczesne modele sztywnych sterowców Zeppelin były wyposażone w przednie poziome powierzchnie sterowe, oprócz tradycyjnych tylnych.

Zwykle termin „kaczka” oznacza umiejscowienie w przedniej części samolotu głównego, a nie pomocniczego środka kontroli aerodynamicznej.

Termin ten pojawił się po raz pierwszy we Francji; jego pochodzenie prawdopodobnie wynika z faktu, że skrzydło latającej kaczki jest bliżej jej ogona niż głowy, a wcale nie dlatego, że ptak ten kontroluje lot za pomocą specjalnego organu umieszczonego przed skrzydłem. Samoloty tego schematu są dość rozpowszechnione.

Wiele samolotów canard można traktować jako samoloty ze skrzydłami tandemowymi ze stosunkowo małymi skrzydłami przednimi. W tym przypadku przedni poziomy ogon (PGO), zwykle składający się z powierzchni stałych (stabilizatory) i ruchomych (winda), przenosi znaczną część obciążenia aerodynamicznego.

W ostatnich latach termin „canard” zaczął być używany do opisu samolotu wyposażonego w zamontowane na nosie pomocnicze aerodynamiczne powierzchnie sterowe, ogólnie mówiąc dość konwencjonalne samoloty (i niektóre samoloty ze skrzydłami delta), aby zrównoważyć samolot lub kontrolować przepływ wokół it.flow, a nie do wykonania sterowania głównego lub tworzenia części całości windy, jak ma to miejsce w przypadku klasycznej „kaczki”.

DLACZEGO PRZEDNI ZBIORNIK POZIOMY?

Zanim bracia Wright bezpośrednio rozpoczęli budowę samolotu, oni…
Po pierwsze, bracia Wright doskonale rozumieli funkcje „steru poziomego” w kontrolowaniu pozycji samolotu w kosmosie i wierzyli, że przednie upierzenie będzie spełniało te funkcje wydajniej niż ogon. W tym okazali się mieć rację, ale oczywiście nie znali wad takiego rozwiązania technicznego.

Drugim głównym powodem ich wyboru była lokalizacja pierwszych lotów, które wykonywano z piaszczystego podwozia, w związku z czym nie było możliwości zastosowania podwozia kołowego. Zarówno stworzone wcześniej szybowce, jak i pierwszy Flyer były wyposażone w płozowe podwozie, w którym kadłub samolotu znajdował się bardzo blisko ziemi. W tym samym czasie bracia Wright rozumieli potrzebę dużego kąta natarcia podczas startu i lądowania. Nisko posadzona maszyna typu Flyer z pewnością przylgnęłaby do ziemi swoją jednostką ogonową, gdyby została wybrana; dlatego projektanci zrezygnowali z takiej decyzji. Zainstalowali pionowy kil w części ogonowej swojego samolotu. Belki podtrzymujące stępkę były wyposażone w zawiasy i za pomocą okablowania kablowego mogły odchylać się w górę bez wpływu na sterowność samolotu, ponieważ stępka nie odchylała się w stosunku do nadlatującego przepływu.

ZALETY

W nowoczesnym sensie główną zaletą schematu aerodynamicznego „kaczki” jest zwiększenie manewrowości samolotu, co przyciąga do tego schematu twórców sprzętu wojskowego. Większa manewrowość samolotu tej konstrukcji była bardzo przydatna w poprawie osiągów niektórych ostatnio stworzonych samolotów ultralekkich.

Kolejna zaleta samolotu: uważa się, że schemat „kaczki” polega na tym, że prawie zawsze można zbudować taki samolot z naturalną ochroną przed obrotem: zatrzymanie przepływu powietrza na PGO następuje wcześniej niż na skrzydle, co tworzy większość windy, więc nos samolotu w tym przypadku lekko opada i samolot wraca do normalnego lotu.

OGRANICZENIA

Istotną wadą schematu „kaczki” jest to, że samoloty tego schematu mają z natury niestabilność wzdłużną. Zamiast tłumić ruchy samolotu względem osi poprzecznej (w skoku), jak na przykład ogon strzały, efekt przepływu powietrza na przedni poziomy ogon wzmaga odpowiednie perturbacje.

W swoich notatkach O. Wright zauważył, że stabilność „kaczki” w skoku zależy od umiejętności pilota. Doświadczenia z pierwszych lotów pokazały, że w przypadku wytworzenia znacznej siły nośnej na przednim poziomym ogonie ma to istotny wpływ na równowagę samolotu.

Przeciągnięcie na PGO powoduje mniej więcej taki sam wpływ na równowagę samolotu, jak na przykład złożenie pary nóg stołu - pozostałe dwie nogi nadal podpierają przeciwny koniec, a stół spada na bok, gdzie nie ma podparcia .

Dlatego też antyspinowe zalety samolotu „kaczka” wkrótce zanikły.

Samoloty tego schematu prawie całkowicie zniknęły z praktyki budowy samolotów, aż na początku II wojny światowej zaczęto przeprowadzać dogłębne badania „kaczki”, mające na celu znalezienie możliwych sposobów poprawy manewrowości samolotów .

Jednak nawet w tym okresie rozwoju lotnictwa nie udało się zrealizować zalet tego schematu. Dopiero w ostatnich latach powstało kilka bardzo udanych samolotów canard, które wykazały zalety tego schematu w pewnych specyficznych warunkach wykorzystania technologii lotniczej.

Jednak samoloty te wykorzystały już specjalne środki, aby zapobiec potężnemu przeciągnięciu PGO. Osiąga się to poprzez zwiększenie krytycznego kąta natarcia poprzez wydmuchanie strumienia powietrza na CGS, użycie płatów o różnych właściwościach łożysk lub użycie CPG tylko jako powierzchni równoważącej (w tym przypadku CPG nie wnosi żadnego zauważalnego wkładu w siły nośnej), na przykład w samolocie o dużej powierzchni w pobliżu skrzydła delta lub bezogonowym samolocie z prostym skrzydłem.

Niektóre z nowoczesnych pocisków są budowane w konfiguracji canard, ale systemy sterowania tych pocisków zwykle działają przy użyciu komputerów pokładowych i automatycznych wzmacniaczy stabilności, które generują i realizują polecenia trymowania, które zapobiegają narastaniu zakłóceń w kanale tonu.

Należy zauważyć, że wszystkie samoloty schematu „canard”, realizowane zgodnie z poziomem technicznym osiągniętym przed latami 60., stały się prawdziwym nieszczęściem. Jakby to przewidując, bracia Wright już w 1909 roku (kiedy zaczęli używać podwozia kołowego, które umożliwiało podniesienie samolotu z ziemi i zapewnienie ustalonego kąta natarcia na starcie) porzucili PGO i zainstalowali windy w części ogonowej aparatu w pobliżu steru.

Schemat „kaczki” otrzymał najszerszą dystrybucję w dziedzinie samolotów ultralekkich. Ta klasa nowoczesnych samolotów powróciła do typu lotu braci Wright, który charakteryzuje się bardzo ograniczonym zakresem prędkości, ograniczoną manewrowością i stosunkowo niewielką ładownością.
W latach 1980-1983 zaprojektowano i zbudowano prawdopodobnie więcej samolotów tego schematu niż w całej dotychczasowej historii lotnictwa.

2018-09-20T19:58:14+00:00

Lekki samolot eksperymentalny MiG-8 "Duck".

Deweloper: OKB Mikojan, Gurewicz
Kraj: ZSRR
Pierwszy lot: 1945

Samolot MiG-8 został opracowany w OKB-155 z własnej inicjatywy w celu zbadania stabilności i sterowności konfiguracji aerodynamicznej Duck w powietrzu, zbadania działania dużego skośnego skrzydła i opracowania trójkołowego podwozia z wsparcie przednie.

Prace nad maszyną doświadczalną rozpoczęto w lutym 1945 roku wraz z opracowaniem układu. NI Andrianov, N.Z. Matyuk, KV Pelenberg, YaI Seletsky i A.A. Chumachenko brali czynny udział w projektowaniu „Kaczki”. Według obliczeń MiG-8 miał mieć prędkość maksymalną 240 km/h, co potwierdziło wysadzenie jego modelu w tunelu aerodynamicznym TsAGI T-102. Jednak ze względu na niemożność uzyskania dokładnych charakterystyk samolotu w wyrzutni T-102 w odniesieniu do jego zachowania w warunkach zbliżonych do krytycznych, specjaliści TsAGI zalecili, aby pierwsze loty wykonywać z zamontowanymi stałymi listwami końcowymi o rozpiętości co najmniejszą rozpiętość lotek. We wniosku dotyczącym możliwości pierwszego lotu (pod względem aerodynamiki), opracowanym przez inżyniera TsAGI Laboratory nr 1, V.N., jego zdaniem było bardzo niekorzystnie.

Aby określić krytyczną prędkość trzepotania, TsAGI wykonało odpowiednie obliczenia i przetestowało samolot w celu określenia częstotliwości drgań własnych. Obliczenia oparte na wynikach badań częstotliwości dały wartość prędkości krytycznej równą 328 km/h, po której dopuszczono eksploatację samolotu MiG-8 do prędkości 270 km/h wg przyrządu. Badania statyczne samolotu przeprowadzono do obciążenia eksploatacyjnego 67% obciążenia niszczącego.

Pierwszy lot na samolocie MiG-8 „Duck” wykonał 13 sierpnia 1945 roku pilot doświadczalny AI Żukow. EF Nashchepysh został mianowany głównym inżynierem testowym. loty wykonywali piloci doświadczalni A.I. Żukow (OKB-155) i A.N. Grinchik (LII). Pierwszy etap prób w locie, który zajmował się głównie badaniem stabilności i sterowności samolotu, odbył się w LII NKAP od 28 sierpnia do 11 września 1945 roku. Aby zapewnić większą niezawodność, w samolocie zainstalowano listwy końcowe ze stałą szczeliną.

Przeprowadzone badania stateczności wykazały, że samolot o środku ciężkości 28% ma zadowalającą stateczność wzdłużną, dobrą stateczność kierunkową oraz nadmierną stateczność poprzeczną. Zgodnie z zaleceniem TsAGI, w celu wyrównania stateczności kierunkowej i poprzecznej, skrzydło otrzymało odwrotną poprzeczną V wynoszącą 1°, a podkładki końcowe obrócono o 10°, tak aby ich górne końce znajdowały się wewnątrz skrzydła. Dodatkowo, w celu wyrównania stopnia stateczności przy stałym i swobodnym sterze, w czubku steru umieszczono obciążenie, wytwarzające stałą siłę na uchwycie pilota około 1 kg.

Na podstawie wyników pierwszego etapu testów specjaliści LII wydali również zalecenia dotyczące sfinalizowania samolotu. W związku z tym MiG-8 trafił do zakładu nr 155 pod koniec 1945 roku. Tutaj kile przesunięto na środek konsol, ster wyposażono w kompensatory, a na windzie zainstalowano sterowany trymer. Dodatkowo na przednim słupku zamontowano koło 500×150.

14 lutego 1946 zmodyfikowany samolot został sprowadzony na lotnisko fabryczne. Po locie kontrolnym, który odbył się 21 lutego stwierdzono, że temperatura oleju silnikowego nie wzrosła powyżej 20°C ze względu na zdemontowane owiewki. W związku z tym na głowicach cylindrów ponownie zainstalowano owiewki. Jednak kolejny lot, który odbył się 28 lutego, wykazał, że temperatura oleju przekroczyła dopuszczalną. Samolot został wysłany do przeglądu, gdzie poprawiono przepływ powietrza w cylindrach.

Po dostosowaniu reżimu temperaturowego grupy śmigieł 3 marca 1946 r. samolot MiG-8 został przeniesiony z lotniska fabrycznego do LII NKAP w celu kontynuowania testów. Program drugiego etapu obejmował również badanie właściwości spinowych samolotu. W trakcie testów skrzydło zostało ponownie poddane udoskonaleniu: zamontowano końcówki skrzydeł o dużym ujemnym kącie poprzecznym V i usunięto listwy. Obawy dotyczące korkociągowych właściwości „kaczki” nie zostały potwierdzone. Samolot niechętnie wszedł w celowy obrót, a po tym, jak pilot zrezygnował z kontroli, „wyskoczył” z niego „jak korek z wody”. Śmigło pchające zainstalowane na MiG-8 umożliwiło przetestowanie sterowności przy niskich prędkościach przy braku nadmuchu śmigła na skrzydło. Ponadto testy umożliwiły zbadanie sterowności samolotu na ziemi, a także zagadnień startu i lądowania (go-around) w przypadku braku przepływu powietrza ze śmigła sterów. Umożliwiło to później wykorzystanie wyników uzyskanych w projektowaniu myśliwców z silnikami odrzutowymi MiG-9 i MiG-15. Po testach, których program został w pełni zakończony w maju 1946 roku, MiG-8 „Kaczka” został wykorzystany jako samolot łączności i transportu Biura Konstrukcyjnego. Przez cały okres eksploatacji samolotu nie doszło do ani jednego wypadku ani przesłanki do wypadku lotniczego.

Zgodnie z jego schematem, samolot był zapartym górnopłatem z trójkołowym, nie chowanym podwoziem.

Rama kadłuba wykonana była z bali sosnowych i posiadała poszycie ze sklejki. Kokpit mieścił pilota i dwóch pasażerów. Drzwi przednie znajdowały się po lewej stronie kadłuba. Kabina miała dobre przeszklenie, co zapewniało doskonałą widoczność do przodu i na boki. Nos kadłuba zakończony belką, na której zamontowano usterzenie poziome. Sekcja ogonowa kadłuba przechodziła do komory silnika, która kończyła się kołpakiem śmigła.

Skrzydło dwudźwigarowe o stałej grubości względnej wzdłuż przęsła (12%) miało klocek drewniany i poszycie płócienne. Ukos skrzydła w rzucie 20°, zbieżność 1, wydłużenie 6, profil „Clark UN”. Kąt skrzydła 2°. Podkładki zostały zainstalowane na końcach skrzydła, które były pionowym ogonem. Lotki typu „Frize” miały duraluminiową ramę i pokrycie tkaniną.

Łączna powierzchnia usterzenia pionowego wynosi 3 m2. Rozpiętość usterzenia poziomego wynosi 3,5 m, powierzchnia 2,7 m2, kąt montażu +2°. Profil ogonowy NACA-0012. Kile drewniane, stery z ramy duraluminium, podszewka lniana. Stabilizator drewniany. Szkielet windy duraluminium, podszewka lniana. Sterowanie sterem wysokości jest sztywne, stery i lotki są sterowane linką.

Silnik chłodzony powietrzem M-11FM, 110 KM z dwułopatową drewnianą śrubą dociskową o stałym skoku o średnicy 2,35 m, seria 2SMV-2. Kąt montażu łopat śmigła wynosi 24°. Mocowanie silnika jest spawane rurowo. Silnik był całkowicie osłonięty i miał indywidualny przepływ powietrza dla każdego cylindra. Rozruch pneumatyczny. Paliwo umieszczono w dwóch zbiornikach z duraluminium zainstalowanych w nasadzie skrzydła, po jednym z każdej strony. Całkowita pojemność zbiorników paliwa to 118 litrów. Zbiornik oleju o pojemności 18 litrów znajdował się za kabiną pasażerską.

Spawane metalowe stojaki podwozia. Amortyzacja powietrza-oleju. Kolumna nosowa miała amortyzator olejowy. Koła podwozia głównego to hamulce o wymiarach 500 x 150, koło przednie - 300 x 150. Rozstaw podwozia 2,5 m.

Modyfikacja: MiG-8
Rozpiętość skrzydeł, m: 9,50
Długość samolotu, m: 6,80
Wysokość samolotu, m: 2,475
Powierzchnia skrzydła, m2: 15,00
Waga (kg
- pusty samolot: 746
- normalny start: 1090
-paliwo: 140
Typ silnika: 1 x PD M-11FM
-moc, KM: 1 x 110
Maksymalna prędkość, km/h: 215
Zasięg praktyczny, km: 500
Praktyczny sufit, m: 5200

Pierwsza wersja MiG-8 „Kaczka”.

Samolot MiG-8 "Kaczka". Powyżej znajduje się pierwsza wersja samolotu.

Druga wersja MiG-8 „Kaczka”.

Druga wersja MiG-8 „Kaczka”.

Druga wersja MiG-8 „Kaczka”.

Samolot MiG-8-2 "Kaczka" w locie.

Pomysły od naszych czytelników

YuAN-2 „Sky Dweller” na pokazie lotniczym MAKS-2007

YapTsrnatiZnar

Na MAKS-2009 tego samolotu jeszcze nie będzie – konstrukcja jest udoskonalana, a jej następna wersja powstaje w dużej mierze z części i zespołów poprzedniego. Ale na ostatnim MAKSie ultralekki Yuan-2 wzbudził duże zainteresowanie, pomimo wyglądu zepsutego licznymi testami. Ponieważ to nie jest tylko kolejna umowa SLA. Samolot ma aerodynamiczną konstrukcję – tak zwaną „wiatrownicę” – którą bez rozciągania można nazwać rewolucyjną. W tym artykule autor pomysłu i kierownik budowy maszyn eksperymentalnych, młody konstruktor samolotów Aleksiej Jurkonenko, uzasadnia zalety nowego schematu. Jego zdaniem idealnie nadaje się do samolotów niemanewrowych, aw tej kategorii – zresztą dość obszernej – może stać się podstawą nowego kierunku rozwoju światowej konstrukcji samolotów.

Zastosowanie nowoczesnych technologii projektowania samolotów doprowadziło do wyniku, na pierwszy rzut oka paradoksalnego: procesu doskonalenia charakterystyki technologii lotniczej „straconego tempa”. Znaleziono nowe profile aerodynamiczne, optymalizuje się mechanizację skrzydeł, formułuje się zasady konstruowania racjonalnych konstrukcji elementów lotniczych.

operacji, poprawiona dynamika gazowa silników... Co dalej, czy rozwój samolotu doszedł do logicznego końca?

Cóż, ewolucja samolotu w ramach normalnego, czy klasycznego schematu aerodynamicznego, naprawdę spowalnia.Na wystawach i salonach lotniczych masowa publiczność znajduje ogromną i kolorową różnorodność; doświadczenie

ten sam specjalista widzi zasadniczo identyczne samoloty, różniące się jedynie cechami eksploatacyjnymi i technologicznymi, ale mające wspólne wady koncepcyjne,

„KLASYKA”: PLUSY I MINUSY

Przypomnijmy, że termin „schemat aerodynamiczny statku powietrznego*” oznacza metodę zapewnienia statycznej stabilności i sterowności statku powietrznego w kanale pochylenia 1 .

Główną i być może jedyną pozytywną właściwością klasycznej konstrukcji aerodynamicznej jest to, że poziomy zespół ogonowy umieszczony za skrzydłem umożliwia zapewnienie wzdłużnej stabilności statycznej przy dużych kątach natarcia samolotu bez żadnych szczególnych trudności.

Główną wadą klasycznej konstrukcji aerodynamicznej jest występowanie tzw. strat wyrównawczych, które powstają w związku z koniecznością zapewnienia wzdłużnej stateczności statycznej samolotu (rys. I). Zatem wynikowa siła nośna samolotu okazuje się być mniejsza niż siła nośna skrzydła o wartość ujemnej siły nośnej GO.

Maksymalna wartość strat wyrównawczych ma miejsce w trybach startu i lądowania przy zwolnionej mechanizacji skrzydła, gdy siła nośna skrzydła, a co za tym idzie wywołany nią moment opadania (patrz rys. 1), mają wartość maksymalną. Są na przykład samoloty pasażerskie, w których przy w pełni rozwiniętej mechanizacji ujemna siła nośna GO jest równa 25% ich masy. Oznacza to, że skrzydło jest przewymiarowane o mniej więcej taką samą wielkość, a wszystkie wskaźniki ekonomiczne i eksploatacyjne takiego samolotu, delikatnie mówiąc, dalekie są od optymalnych wartości.

SCHEMAT AERODYNAMICZNY „KACZKA”

Jak uniknąć tych strat? Odpowiedź jest prosta: aerodynamiczny układ samolotu stabilnego statycznie powinien wykluczać balansowanie z ujemnym nośnością w poziomie

„Pochylenie – kątowy ruch samolotu względem poprzecznej osi bezwładności. Kąt pochylenia – kąt między osią podłużną samolotu a rozgłosem poziomym.

1 Kąt natarcia samolotu - kąt pomiędzy kierunkiem prędkości strumienia swobodnego a osią wzdłużną cmpoume.tbHuu samolotu.

źródło nieznane

Archiwum zawiera opis lekkiego samolotu jednomiejscowego oryginalnego projektu.
Samolot nazywa się „Quickie”.

Archiwum to zeskanowany rękopis z diagramami w formacie Adobe PDF.

Choć na pierwszy rzut oka ta płaszczyzna wydaje się zbyt niezwykła i może budzić nieufność, to jednak przeczytaj poniższy tekst.
To fragment książki V.P. Kondratiewa „Budujemy własne samoloty”. Jak wynika z jego słów, samolot zbudowany według tego schematu obiecuje bardzo dobre osiągi.

Dobrze znane są zalety „kaczki”. W skrócie sprowadzają się one do następującego, w przeciwieństwie do normalnego schematu, w statycznie stabilnej „kaczce” uniesienie poziomego ogona balansującego dodaje się do uniesienia skrzydła. Dlatego przy tych samych właściwościach łożyskowych można z grubsza zmniejszyć powierzchnię skrzydła o wielkość powierzchni ogona, w wyniku czego zmniejszają się wymiary, masa i opór aerodynamiczny samolotu, a jego jakość aerodynamiczna wzrasta (rys. 97). Jeszcze bardziej opłacalny jest tandem, który pod względem metody wyważania nie różni się zasadniczo od „kaczki”, ale pozwala stworzyć jeszcze bardziej kompaktową maszynę. W rzeczywistości, w układzie tandem, całkowita powierzchnia nośna jest podzielona na dwa równe lub w przybliżeniu równe skrzydła, których wymiary liniowe są w przybliżeniu 1,4 razy mniejsze niż podobne skrzydło normalnego samolotu.

Negatywne właściwości „kaczki” związane są przede wszystkim z wpływem przedniego skrzydła na plecy. Przód kosi i spowalnia przepływ powietrza wokół tylnego skrzydła, jego wydajność spada (Rys. 98). Optymalnym rozwiązaniem tego problemu jest rozłożenie skrzydeł możliwie jak najdalej wzdłuż kadłuba i na wysokość. Aby zapobiec wpadaniu tylnego skrzydła w strumień wirowy przedniego skrzydła podczas lotu pod dużymi kątami natarcia, przednie skrzydło jest podnoszone wyżej niż tylne skrzydło lub opuszczane jak najniżej. Odbywa się to w szczególności w tandemie Kviki. Niespełnienie tego warunku prowadzi do niestabilności wzdłużnej przy dużych kątach natarcia.

Należy wziąć pod uwagę jeszcze jeden warunek. Podczas lotu pod dużym kątem natarcia przed przeciągnięciem, przeciągnięcie powinno nastąpić przede wszystkim na przednim skrzydle. W przeciwnym razie samolot gwałtownie uniesie nos podczas przeciągnięcia i wpadnie w korkociąg. Zjawisko to nazywa się „odbiorem” i jest uważane za całkowicie niedopuszczalne. Sposób radzenia sobie z "pickupem" na "kaczce" został znaleziony dawno temu: wystarczy zwiększyć kąt montażu przedniego skrzydła w stosunku do tylnego. Różnica kątów montażu powinna wynosić 2-3°, co gwarantuje separację przepływu w pierwszej kolejności na przednim skrzydle. Co więcej, samolot automatycznie obniża nos, przełącza się na mniejsze kąty natarcia i nabiera prędkości - w ten sposób idea stworzenia samolotu nieusuwalnego jest realizowana, oczywiście pod warunkiem wymaganego centrowania.

..
Samoloty tandemowe i ich właściwości aerodynamiczne:
Zacienienie tylnego skrzydła przez przednie podczas lotu pod dużym kątem natarcia. 1 - mała ingerencja w lot przelotowy przy niskich kątach natarcia; 2 - silne zacienienie tylnego skrzydła pod dużymi kątami nieudanego samolotu, 3 - udane rozmieszczenie skrzydeł o małej ingerencji przy dużych kątach natarcia (m - ujemny współczynnik momentu wzdłużnego, nachylenie krzywej typowe dla samolotu stabilnego, α - kąt natarcia)

Budowa tandemów była do tej pory epizodyczna. aż do 1978 r. ten sam niestrudzony Rutan zademonstrował swój wyzywająco „niezrozumiały” tandem „Quiki” na zlocie amerykańskich projektantów-amatorów w mieście Oshkosh. Rozpoczynając rozwój tej maszyny, Rutan postawił sobie za zadanie stworzenie samolotu o wysokich charakterystykach lotu z silnikiem o jak najmniejszej mocy. Oczywiście najlepsze wyniki można było uzyskać stosując schemat tandemowy. Rzeczywiście, dwa skrzydła o powierzchni około 2,5 m^2 umożliwiły wykonanie samolotu o minimalnych gabarytach o najmniejszym oporze aerodynamicznym i wysokiej jakości aerodynamicznej. W tym samym czasie silnik ma 18 litrów. Z. wystarczy do osiągnięcia prędkości 220 km / h, prędkość wznoszenia 3 m / s, pułap 4600 m. Masa startowa samolotu wykonanego w całości z tworzywa sztucznego wynosi 230 kg. Podobnie jak poprzednie kreacje Rutana, „Kviki” było reprodukowane przez amatorów z różnych krajów w dziesiątkach egzemplarzy. Amerykańscy eksperci lotnictwa uważają Quickie za „minimalny” samolot. Jest ekonomiczny, tani i łatwy w budowie. Cykl produkcyjny jego wytworzenia to zaledwie 400 roboczogodzin. Projektanci amatorzy w wielu krajach mogą zakupić rysunki, zestaw półfabrykatów i całkowicie gotową aparaturę.

Zwolenników Rutana odnaleziono także w naszym kraju. Na SLA-84 amatorski klub Kujbyszewa „Aeroprakt”, kierowany przez ucznia Y. Jakowlewa, zaprezentował własną wersję „Kviki” -A-8

W naszym kraju jest już sporo dobrych klubów amatorskich. Kujbyszewski jest jednym z najbardziej znanych. „Lotnictwo w praktyce” – tak członkowie klubu rozszyfrowują nazwę swojej „firmy”, utworzonej w 1974 roku w czerwonym kącie hostelu fabrycznego przez Wasilija Mirosznika, absolwenta Charkowskiego Instytutu Lotniczego. Los Aeropraktu był trudny. Klub był wielokrotnie zamykany, „przyspieszany”, zmieniał adresy i liderów. Jednak niepowodzenia i trudności tylko hartowały młodych entuzjastów.

Przez ponad piętnaście lat historii przez Aeroprakt przewinęło się kilkadziesiąt osób - uczniów, studentów, młodych pracowników, którzy później zostali dobrymi inżynierami, projektantami i pilotami. W tradycji Aeroprakt panuje pełna swoboda myśli technicznej i demokracja. W klubie zawsze było kilka małych grup twórczych, budujących równolegle trzy lub cztery samoloty. A dla najbardziej śmiałych i "zwariowanych" pomysłów technicznych zawsze był tylko jeden sędzia - praktyka i własne doświadczenie. To właśnie ta atmosfera twórczej współpracy i rywalizacji stała się stałym źródłem entuzjazmu, dzięki któremu Aeroprakt wciąż istnieje. To właśnie te warunki umożliwiły najpełniejsze zademonstrowanie talentu naszych najlepszych projektantów-amatorów, m.in. Wasilija Mirosznika, Piotra Almurzna, Michaiła Wołyńca, Igora Wachruszewa, Jurija Jakowlewa i wielu innych – stałych uczestników i zwycięzców rajdów ALS.

Samoloty stworzone przez Aeroprakt są dobrze znane. Aby lepiej wyobrazić sobie skalę działalności Aeropraktu wystarczy przypomnieć nazwy urządzeń tego klubu, które brały udział w rajdach ULA. Wśród nich są samoloty A-6, A-11M, A-12, wodnosamolot A-05, szybowce A-7, A-10B i motoszybowiec A-10A, które mają „zastrzeżone” oznaczenie „A”. i zostały zbudowane w "oddziale » "Aeroprakt" - Biurze Projektowym Instytutu Lotnictwa Kujbyszewa pod kierownictwem V. Miroshnika. Niemal wszystkie wymienione samoloty były zwycięzcami rajdów.

Największy sukces przypadł na udział tandemu A-8 ("Aeroprakt-8"), zbudowanego przez studenta Instytutu Lotnictwa Kujbyszewa Jurija Jakowlewa.

Zewnętrznie A-8 przypomina Kviki. Należy jednak zauważyć, że przed tandemem Yu Jakowlewa w naszym kraju bardzo niewiele było wiadomo o cechach tego schematu. Jakie powinno być względne położenie skrzydeł i ich profil, gdzie powinien znajdować się środek ciężkości samolotu, jak zachowa się maszyna podczas lotu pod dużymi kątami natarcia? Na wszystkie te pytania można było odpowiedzieć tylko testując aparat.

..
Samoloty tandemowe A-8(Ju. Jakowlew, Aeroprakt). Powierzchnia przedniego skrzydła - 2,47 m2, powierzchnia tylnego skrzydła - 2,44 m^2, masa startowa - 223 kg, masa własna - 143 kg, maksymalna jakość aerodynamiczna - 12, maksymalna dopuszczalna prędkość - 300 km/h, maksymalne przeciążenie eksploatacyjne - 6, bieg - 150 m, bieg - 150 m.
1 – silnik, 2 – pedały, 3 – wlot powietrza do wentylatora kabiny, 4 – zespoły mocowania skrzydeł, 5 – drążki sterujące lotkami, 6 – drążki sterujące lotkami, 7 – drążki sterujące sterem i kołem ogonowym (linka w osłonie rurowej), 8 – sterowanie szyb, 9 - spadochron PLP-60, 10 - dźwignia sterowania silnikiem, 11 - zbiornik gazu, 12 - drążki sterowe windy, 13 - rączka rozruchu silnika, 14 - amortyzatory gumowe zawieszenia silnika, 15 - winda, 16 - drążek sterowy boczny , 17 - blokada lampy, 18 - stacyjka, 19 - wskaźnik prędkości, 20 - wysokościomierz, 21 - wskaźnik położenia, 22 - wariometr. 23 - akcelerometr, 14 - woltomierz

A-8 zbudowano bardzo szybko, ale latanie zajęło trochę czasu. Próba pierwszego startu na SLA-84 w Koktebel zakończyła się niepowodzeniem: po krótkim rozbiegu samolot skręcił. Musiałem znacznie cofnąć wyrównanie i zmienić kąty skrzydeł. Dopiero po tych ulepszeniach zimą 1985 roku samolot mógł wystartować, demonstrując wszystkie zalety niezwykłego układu aerodynamicznego. Kompaktowość, mała powierzchnia zwilżona, a co za tym idzie niski opór aerodynamiczny właściwy dla samolotu o takiej konfiguracji aerodynamicznej, umożliwiły to na A-8 wyposażonym w silnik o mocy 35 KM. s, osiągnąć maksymalną prędkość 220 km/h i prędkość wznoszenia 5 m/s. Testy przeprowadzone przez pilota doświadczalnego V. Makagonova wykazały, że samolot był lekki i łatwy w pilotażu; kontrola, ma dobrą manewrowość i nie włamuje się w korkociąg. Tandem był z powodzeniem pilotowany przez jego twórców i zawodowych pilotów. Dla czytelników zainteresuje ocena wystawiona samolotowi przez V. Makagonova:

- Podczas wykonywania rozbiegów na SLA-84, A-8 wykazywał nierównowagę w podłużnym kanale sterowania, w wyniku czego podczas rozbiegu przy rozbiegu z prędkością mniejszą niż przy rozbiegu rozwinął się znaczny moment nurkowy z tylnego skrzydła prędkość. Ta chwila nie mogła zostać zrekompensowana przez windę. Po rajdzie Aeropractitioners rozwiązali problem zrównoważonego startu, zmniejszając kąt montażu tylnego skrzydła do 0°. Okazało się to na tyle, że na rozbiegu z całkowicie przejętym drążkiem sterowym prędkość podnoszenia koła ogonowego do pozycji startowej i prędkość startu praktycznie się pokrywały. Po starcie samolot łatwo balansuje w kanale podłużnym. Nie ma tendencji do odwrócenia i wahania. Maksymalna prędkość wznoszenia – 5 m/s uzyskana przy prędkości 90 km/h. W locie poziomym osiągnięto maksymalną prędkość 190 km/h. Samolot chętnie zwiększa prędkość do 220 km/h z lekkim spadkiem i po wejściu w poziom lotu utrzymuje ją przez długi czas. Oczywiście przy bardziej udanym doborze śmigła o stałym skoku prędkość może być większa. W całym zakresie prędkości samolot jest stabilny i dobrze kontrolowany, wyraźnie widoczne są powiązania poprzeczne w dynamice bocznej. Gdy drążek sterowy jest w pełni wybrany, a silnik pracuje na biegu jałowym z prędkością 80 km/h, na przednim skrzydle obserwuje się przeciągnięcie, samolot nieznacznie obniża nos, po czym następuje przywrócenie przepływu i zwiększenie poziom. Proces powtarza się w trybie samooscylacyjnym z częstotliwością 2-3 oscylacji na sekundę z amplitudą 5-10°. Przeciągnięcie nie jest ostre, więc dynamika jest płynna. Nie obserwuje się tendencji do kołysania się i obracania podczas przeciągnięcia. Zależność sił na drążku i pedałach od ich skoku jest liniowa z maksymalnymi wartościami sił na lotkach i sterze, wysokość nie większa niż 3 kg, a na sterze nie większa niż 7-8 kg. Samolot korzysta z bocznego drążka sterowego, więc koszt rączki jest niski. Samolot wykazał się dobrą manewrowością. Przy prędkości 160 km/h wykonuje się skręt z przechyleniem 60°, a skręt wymuszony przy prędkości 210 km/h z przechyleniem 80°. Sterowanie nadgarstkiem, ergonomicznie wyprofilowane siedzisko i doskonały widok z punktu widzenia latarni stwarzają całkiem komfortowe warunki lotu.

W przeddzień SLA-85 Aeroprakt został ponownie zamknięty, a wszystkie samoloty znalazły się w zamkniętym pomieszczeniu. Jurij Jakowlew i jego przyjaciele musieli włożyć wiele wysiłku, zanim A-8 i inne samoloty klubu zostały dostarczone do Kijowa. Po dotarciu na rajd A-8 natychmiast przyciągnął uwagę zarówno widzów, jak i specjalistów, a wspaniałe loty V. Makagonova w dużej mierze przyczyniły się do tego, że tandem stał się jednym z najpopularniejszych samolotów rajdu. Podsumowując wyniki, A-8 został uznany za najlepszy samolot eksperymentalny. Jego autor otrzymał nagrody Komitetu Centralnego Komsomołu, czasopisma „Technologia dla młodzieży” i TsAGI. Na zalecenie komisji technicznej rajdu, decyzją Minaviapromu, A-8 został przekazany TsAGI do wdmuchiwania w tunelu aerodynamicznym, a następnie do Flight Test Institute w celu dokładniejszych badań w locie. Główną nagrodą dla Jurija Jakowlewa było oczywiście zaproszenie do pracy w Biurze Projektowym OK Antonowa.

A-8 wykonany jest w całości z tworzywa sztucznego. Przednie i tylne skrzydła jednobelkowe mają w przybliżeniu taką samą konstrukcję. Skrzydła są zdejmowane, ale nie posiadają łączników w rozpiętości. Po zadokowaniu skrzydła są wkładane w specjalne wycięcia w kadłubie. Przednie skrzydło jest wyposażone w profil RAF-32 i jest ustawione pod kątem +3°, tylne skrzydło z profilem Wortman FX-60-126 ustawione jest pod kątem 0°.

Belki skrzydeł mają ściankę wykonaną z włókna szklanego oraz półki wyłożone włóknem węglowym. Poszycie skrzydła jest trójwarstwowe (włókno szklane – polistyren – włókno szklane). Podczas klejenia części i montażu zespołów płatowca A-8 stosowano różne kleje epoksydowe, głównie K-153.

Kadłub półskorupowy ma również trójwarstwową konstrukcję z tworzywa sztucznego. Jest sklejony integralnie z kilem. Podwozie składa się z dwóch kół gokartowych o wymiarach 300x100 mm, zamontowanych w specjalnych owiewkach na końcach przedniego skrzydła oraz kuli z włókna szklanego ze sterowanym tylnym kołem o wymiarach 140x60 mm. Koła główne wyposażone są w hamulce mechaniczne. Rolę amortyzatora podwozia pełni samo dość elastyczne przednie skrzydło. W skład systemu sterowania samolotu wchodzą: klapa na przednim skrzydle pełniąca rolę windy, lotki na tylnym skrzydle oraz ster. Napęd do sterowania lotkami i sterem wysokości doprowadzony jest do uchwytu bocznego z małymi prędkościami, natomiast uchwyt pilota w locie spoczywa na specjalnym podłokietniku. W ten sposób zasada ręcznego sterowania jest praktycznie realizowana. Boczny drążek A-8 podczas rajdu został bardzo doceniony przez wszystkich pilotów.

A-8 używał silnika RMZ-640 ze skutera śnieżnego Buran. Silnik rozwija moc 35 litrów. Z. przy 5000 obr./min. Śmigło ma średnicę 1,1 mi skok 0,7 m. Maksymalny statyczny ciąg śmigła wynosi 65 kg. Zbiornik gazu znajduje się w dziobowym kadłubie pod stopami pilota. Silnik jest przystosowany do benzyny A-76.

Jedyne pytanie, które najbardziej mnie martwi po przeczytaniu tego, to:
Jaki był los samolotu A-8?
Gdzie samolot A-8 zniknął z zakresu produkcji obecnego Aeropraktu?