Самолеты мира, 2000 № 04 - [2]
Материал конструкции: прямоугольная часть крыльев центроплана состоит из двух лонжеронов, выполненных из хромомолибденовой стали, и стальных нервюр. Передняя часть центроплана (от передней кромки до переднего лонжерона) и задняя часть центроплана (от задней кромки до заднего лонжерона) выполняются из дюраля или электрона. Полотняная обшивка в местах около моторов и фюзеляжа покрывается электронными или дюралевыми дорожками.
Трапециевидные части крыльев двухлонжеронной конструкции предполагаются из дерева. Обшивка – фанера. Вертикальные и горизонтальное оперение и элероны выполняются из стальных труб и обшиваются полотном.
Фюзеляж овальной формы из труб, обтянут полотном, башни для стрелков обшиты электроном или дюралем.
Шесть бензиновых баков расположены в центре по обе стороны от моторов.
Места экипажа и бензиновых баков могут быть покрыты съемной броней.
Шасси разнесено, убирается в полете. Колеса низкого давления («дутики») с тормозами. Иной амортизации, кроме колес, шасси не имеет. На зимнее время устанавливается другое шасси, не убирающееся в полете и с масляной амортизацией.
В гражданском варианте самолет вмещает 11 пассажиров, в почтовом варианте – шесть. Разобранный на части самолет можно перевозить по железной дороге.
Выбор геометрических соотношений в самолете ничем не оправдан. Подбор оперения также не оправдан, статические коэффициенты не приведены, продувки не делались. Например, площадь горизонтального оперения составляет 13,8% от площади крыла. Этот процент является средним для самолетов нормальной длины (где доходит до 15-15,5%), но проектируемый самолет имеет очень короткий хвост.
Пассажирский самолет К-12 (11-местный) с мотором М-22
Размещение грузов в почтово-пассажирском (6-местном) самолете К-12 с мотором М-22
При подборе не указана серия винтов, которой пользовались при расчетах. Результатов проверки достаточности высоты профиля (с точки зрения прочности) также не представлено. Данные о продувке крыла или самолета в проектной документации отсутствуют.
Введение в конструкцию крыла предкрылков, клапана типа «Нортроп», подкрылков, шайб, разрезного профиля нигде не отражено в представленном аэродинамическом расчете. Даже посадочная скорость определена по обычной формуле. Зачем вводить все эти конструктивные усовершенствования, если диапазон скоростей (58-80 км/ч) предлагается как для обычного самолета?
От самолета требуется, чтобы он не «штопорил». Для этого конструктор использует предкрылки, шайбы с рулями поворота на концах крыльев, сильное V поперечное стабилизатора (вопрос о затенении хвоста в представленной схеме не решался). Но исследования самих профилей на штопорные свойства не представлены.
При учете лобовых сопротивлений не учтено сопротивление дыр в коках (о закрытии которых после убирания колес нигде не говорится). Сводки лобовых сопротивлений для зимних условий, когда шасси не будет убираться, не составлены.
Вопрос о перенесении радиаторов к мотору в его кок не рассматривается, а это существенно улучшит крыло и уменьшит «лоб».
Центровка самолета произведена на общий вес 3986 кг, который не соответствует полетному весу в 4200 кг, указанному в специальной весовой характеристике и принятому в аэродинамическом расчете.
Очевидно, надо считаться с тем весом, на который произведены представленные аэродинамические расчеты. Но тогда не ясно, почему при общем полетном весе 4200 кг полезная нагрузка взята 800 кг, тогда как по техническим требованиям она должна быть равна 627 кг, т.е. меньше на 173 кг.
Принятый в центровке при полетном весе 3986 кг запас бензина в 800 кг сохранен и при заявленном полетном весе 4200 кг (с включением в это количество масла). Однако объяснение необходимости такого количества бензина нигде не представлено.
Таким образом, вес бензина на самолете для мотора М-22 должен быть 550 кг, а не 800 кг. При постановке мотора М-52 потребный вес горючего будет еще меньше, так как моторы водяного охлаждения расходуют горючего на силу в час меньше, чем моторы воздушного охлаждения. Кроме того, мощность М-52 не превышает мощность мотора М-22.
В центровке самолета на вес 3986 кг не принят во внимание вес масла. Если предполагать, что он входит в вес горючего, то про горючее сказано, что оно располагается в центре тяжести самолета, тогда как масло обычно располагается вблизи от мотора. Считая необходимое количество масла в 10% от бензина, получаем, что на самолете необходимо иметь 55-60 кг масла. Таким образом, вес всей нагрузки на самолете должен быть равен. 1237 кг. В проекте же принят вес 1600 кг, что превышает требуемый техническими условиями на 363 кг. Следовательно, полетный вес самолета, заявленный разработчиком не верен – он преувеличен.
Предъявленная центровка самолета выполнена неудовлетворительно, так как произведена только с мотором М- 22. Центровка с моторами М-52 не представлена. Но они должны быть различными, т.к. положение веса М-52 может не совпадать с положением веса М-22 (кроме того, при М-52 прибавляются вес воды и радиаторов).
Вес шасси намечен чрезвычайно большим. В силу особенностей конструкции и схемы самолет имеет большой вес костыля (в данном случае – костыльных колес) и к ним дополнительных ферм, что в сумме дает вес костыльного приспособления в 100 кг. Тогда как в нормальной схеме для самолета такого тоннажа вес костыля должен быть в пределах 6-10 кг.
