ח מסכם וד" – מטוס מנהלים

Transcription

‫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
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
:‫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
 RangeSFC
:‫ 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
TimeSFC
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 10.580.241 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
‫‪‬‬
‫‪‬‬
‫‪ 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
‫‪‬‬
‫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
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)
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
24
‫ הגה כיוון‬
3.2.3
‫ הגה גובה‬
aileron span
 0.95
wing span
aileron chord
=0.35
wing chord
 =0.4
‫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
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
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
‫‪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
‫‪Walter Czech‬‬
‫‪Republic‬‬
‫‪Walter‬‬
‫‪Walter‬‬
‫‪PLZ Poland‬‬
‫‪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
‫‪41‬‬
‫‪D‬‬
‫‪E‬‬
‫‪F‬‬
‫‪60‬‬
‫‪10B‬‬
‫‪67‬‬
‫‪67R‬‬
‫תמונה ‪.4.4‬‬
‫דחף בשיוט‬
‫‪2700‬‬
‫‪2500‬‬
‫‪2300‬‬
‫‪2100‬‬
‫‪1900‬‬
‫‪ 1700‬דחף [‪]Nt‬‬
‫‪1500‬‬
‫‪1300‬‬
‫‪1100‬‬
‫‪900‬‬
‫‪700‬‬
‫‪41‬‬
‫‪D‬‬
‫‪E‬‬
‫‪F‬‬
‫‪60‬‬
‫‪10B‬‬
‫‪67‬‬
‫‪67R‬‬
‫תמונה ‪.4.5‬‬
‫דחף בשיוט‬
‫‪700‬‬
‫‪600‬‬
‫‪500‬‬
‫‪400‬‬
‫דחף [‪]lbf‬‬
‫‪300‬‬
‫‪200‬‬
‫‪100‬‬
‫‪0‬‬
‫‪41‬‬
‫‪D‬‬
‫‪E‬‬
‫‪F‬‬
‫‪60‬‬
‫‪10B‬‬
‫‪67‬‬
‫‪67R‬‬
‫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
‫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 103 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 105
2(3600*9.82 / 8.5)
KA 
1
0.21  2.24 105 *57.332
SG 
ln(
)  981m
2 9.82 (2.24 105 )
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 103
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:‬‬
‫‬‫‪+‬‬
‫‪+‬‬
‫‬‫‪+‬‬
‫‪-‬‬
‫‪‬‬
‫‪‬‬
‫‪‬‬
‫‪‬‬
‫‪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
0.05
0
100
150
200
KTAS
250
300
350
300
350
Preq Vs VTAS
7000
6000
5000
4000
3000
2000
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
0.05
0
100
150
200
KTAS
250
300
350
300
350
Preq Vs VTAS
7000
6000
5000
4000
3000
2000
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
0.05
0
100
150
200
KTAS
250
300
350
300
350
Preq Vs VTAS
18000
16000
14000
12000
10000
8000
6000
4000
2000
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  0.21W  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  105
2(3600  9.81/18.4)
SG 
1
0.2485  4.6  105  38.9 2
ln(
)  366.7[m]
2  9.81  ( 4.6  105 )
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  0.9Cl 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  53.85cm‬‬
‫‪Width main  3.5 Ww0.216  17.5cm‬‬
‫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 39.14cm‬‬
‫‪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  m‬הגדרה‬
‫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
‫‪‬‬
‫‪‬‬
‫‪‬‬
‫‪‬‬
‫‪‬‬
‫פשטות‬
‫חיסכון במשקל ועלויות‬
‫אפשרות לחבר חלקים מחומרים שונים‬
‫שטח חיבור גדול מונע ריכוזי מאמצים‬
‫אפשרות ליצירת משטחים חלקים‪ ,‬שיפור‬
‫תחונות אוירודנמיות‪.‬‬
‫‪ ‬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.‬‬
‫‪ ‬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.‬‬
‫‪ ‬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  110 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

ח מסכם וד" – מטוס מנהלים

Transcription

Similar documents

תופעת הקנגורו

במטוסים קלים ניהול דלק

קובץ להורדה - משרד החוקר הראשי

המכללה הטכנולוגית אורט ע"ש בראודה

מפרט שערים ורטיקלים

עמוד

מערכי אנטנות

הפקולטה להנדסת מכונות

עמוד

הפקולטה להנדסת מכונות - לימודי הסמכה | הודעות

הוראת מנכ“ל 05-208 בניית מטוס ע“י חובב

מטריצת בטלר 8×8 מודפסת להזנת מערך אנטנות ליניארי בעל 8 קורנים

הרצאה 7: התמרת Z - brd4.braude.ac.il

סמסטר אביב תשע ב

ליווי משפחות עולות מחבר העמים :" משפחה תומכת " תכנית שילדיהן מעורב

קננ קהלת פרטה ד

צפייה - דרכי אבותינו מן המערב