Разработчики: Е.Игнатьев, Ю.Гулаков и А.Абрамов
Страна: СССР
Первый полет: 1987 г.
Легкий одноместный самолет «Арго-02», был выстроен мастерами-самодельщиками из г. Калинина Е.Игнатьевым, Ю.Гулаковым и А.Абрамовым. Для изготовления «Арго-02» использованы простая сосна, фанера, полотно. Авторами использована почему-то забытая самодельщиками схема хорошего свободнонесущего низкоплана, установлен несложный коммунистический мотор.
На слете СЛА-87 полеты «Арго-02» продемонстрировали что летает калининская самоделка лучше, чем кое-какие солидные аппараты с импортными двигателями.
«Арго-02» - сверхлёгкий учебно-тренировочный свободнонесущий низкоплан хорошей древесной конструкции со свободнонесущим хвостовым оперением. Самолёт имеет шасси рессорного типа с хвостовой опорой.
Силовая установка - двухтактный 2-цилиндровый двигатель воздушного охлаждения РМЗ-640, что через клиноремённый редуктор приводит во вращение двухлопастный древесный моноблочный воздушный винт. Совокупность управления самолёта - обычного типа. Кабина пилота оснащена устройствами пилотажной группы и устройствами контроля работы двигателя.
Фюзеляж - древесный, раскосноферменной конструкции, с лонжеронами из древесных реек сечением 18 x 18 мм. За кабиной, поверх фюзеляжа, - лёгкий гаргрот, базу которого составляют стрингеры и пенопластовые диафрагмы. Гаргрот имеется и в передней части фюзеляжа, перед кабиной он выполнен из обшивки и деревянных диафрагм из листового дюралюминия толщиной 0,5 мм.
хвостовая часть и Кабина пилота фюзеляжа недалеко от крепления стабилизатора обшиты фанерой толщиной 2,5 мм. Все остальные поверхности фюзеляжа имеют полотняную обшивку.
По технической комиссии и расчётам авторов, эксплуатационная перегрузка у «Арго-02» была равна 3, что вполне достаточно для полётов по коротким маршрутам и кругу. Верховный пилотаж этому аппарату категорически противопоказан. Самодеятельным авиаконструкторам не следовало бы об этом забывать…
18 августа 1990 года при исполнении показательного полёта на празднике, посвящённом Дню Воздушного Флота, Юрий Гулаков ввёл «Арго» в очередной переворот. На этот раз и скорость была чуть выше простой, и большая эксплуатационная перегрузка, разумеется, намного превысила расчётную «тройку». В следствии крыло «Арго» развалилось в воздухе, а пилот погиб на глазах собравшихся зрителей.
Протяженность, м: 4,55
Размах крыла, м: 6,3
Площадь крыла, м2: 6,3
Масса, кг
-безлюдного: 145
-взлетная: 235
Удельная нагрузка на крыло, кгс/м2: 37,3
Двигатель: РМЗ-640
Макс.скорость, км/ч: 160
Крейсерская скорость, км/ч: 120
Скорость сваливания, км/ч: 72
Скороподъемность, м/с: 2.
Легкий самолет «Арго-02» на слете СЛА-89.
Аренда теплохода Арго-2 от собственника на официальном сайте - гарантия лучшей цены. Фотографии, видео, 3D-панорама, отзывы. Показ теплохода Арго-2 в удобное для Вас время.
Теплоход "Арго-2" прекрасно подойдет для тех, кто ценит комфорт, качество и уют и для всех, кто хочет провести незабываемый праздник на борту комфортабельного лайнера, наслаждаясь плеском волн Москвы-реки и изумительными видами столицы. Аренда теплохода Арго-2 подойдет для свадеб, дней рождения и корпоративов.
Банкетный зал теплохода выполнен в стильных интерьерных решениях, декорирован деревом, и другими натуральными материалами. На полу ламинат. Лестница, ведущая из банкетного зала в трюм теплохода отгорожена резным бортиком. Но особый шарм интерьеру придают детали, которых здесь огромное количество: фигурки, модели, панно и многое другое. В целом все просто и очень мило.
Ресторан соединен проходом с носовой палубой, где располагается мягкая зона с плетеными диванами и креслами. На верхней палубе оборудована летняя веранда с соответствующей палубной мебелью. Защитный тент обеспечивает комфортный отдых при любых погодных условиях. Пол палубы застелен нескользящим покрытием.
На «Арго-2» работает свой профессиональный шеф-повар, мастерство которого уже успели оценить многие, в том числе и звезды отечественного шоу-бизнеса. Предусмотрено несколько вариантов меню: банкетное, фуршетное, для пикника. В основу авторской кухни положены кулинарные традиции европейской, русской, кавказской кухни.
Можно ли в наше время, которое называют периодом тотального дефицита, самостоятельно построить самолет? Тверские авиаторы-любители Евгений Игнатьев, Юрий Гулаков и Александр Абрамов ответили на этот вопрос утвердительно, создав крылатую одноместную машину, впоследствии названную «Арго-02».
Самолет получился удачным: успешно летал на всесоюзных конкурсах СЛА 1987 и 1989 годов, был первым призером регионального смотра-конкурса любительских летательных аппаратов в Ярославле. Он вызвал повышенный интерес у самодеятельных авиаконструкторов — и разработчики «Арго», и редакция журнала «Моделист-конструктор» получили множество писем с просьбами подробнее рассказать на страницах «М-К» об этом самолете.
Секрет повышенной популярности «Арго» не в дизайнерских или технологических изысках проектировщиков-, а скорее в традиционности конструкторских и технологических приемов, применявшихся при создании самолета. Разработчикам удалось добиться удачного сочетания отработанных за многие десятилетия приемов конструирования деревянных машин 20-х и 30-х годов и современных аэродинамических представлений о летательных аппаратах такого класса. В этом, пожалуй, и состоит одно из главных достоинств самолета: для его изготовления вовсе не требуются современные пластики и композиты, прокат из высокопрочных металлов и синтетические ткани — нужен лишь сосновый брус, немного фанеры, полотно и эмалит.
«Арго» — самолет с однолонжеронным крылом: его каркас состоит из коробчатого лонжерона и набора ферменных нервюр из сосновой рейки. Обшивка крыла полотняная, и лишь носок крыла, воспринимающий крутящий момент, обшит фанерой. Фюзеляж — сосновая ферма с такой же полотняной обшивкой в хвостовой части и с фанерной в носовой. Оперение представляет собой обтянутую полотном легкую ажурную подносную ферму. Шасси вполне современной конструкции — это достаточно простая стальная рессора. Двигатель — первоначально четырехтактный от тяжелого мотоцикла «Урал», затем оснащенный редуктором более легкий двухтактный РМЗ-640. Такой мотор даже в наши дни еще можно «достать» в магазине.
Однако простейшая конструкция из простейших материалов — всего лишь одно из слагаемых успеха машины. Для того чтобы все эти сосновые рейки и куски фанеры залетали, их необходимо «вписать» во вполне определенные аэродинамические формы. В этом деле авторы «Арго» — надо отдать им должное — проявили завидную конструкторскую мудрость. Для своего самолета они выбрали аэродинамическую схему классического свободнонесущего моноплана с низким расположением крыла и, тянущим воздушным винтом. В наши дни на фоне самых разнообразных «уток», «тандемов» и прочих чудес современной аэродинамики - самолет типа «Арго» выглядит даже консервативно. Но в этом-то и заключается конструкторская мудрость: хочешь построить оригинальный самолет — делай «утку», ну а если хочешь построить летающий самолет — выбирай классическую схему: она не подведет никогда.
Однако и это еще не все. Чтобы самолет хорошо летал, необходимо правильно определить соотношение его массы, мощности двигателя и площади крыла. Помогли ли авторам точный расчет, конструкторская интуиция или хорошие знания статистических данных подобных самолетов, сказать трудно, но параметры «Арго» можно считать оптимальными для аппарата с мощностью мотора в 28 л. с. Параметры «Арго» можно взять за образец, если кто-то захочет построить подобный летательный аппарат. Именно такие соотношения параметров обеспечивают наилучшие летно-технические характеристики: скорость, скороподъемность, разбег, пробег и т. п.
В то же время устойчивость и управляемость определяются соотношением площади крыла, оперения и рулей, а также их взаимным расположением. И в этой области, как оказалось (что прекрасно поняли конструкторы «Арго»!), тоже до сих пор никто не изобрел ничего лучше стандартной классической схемы, причем на «Арго» параметры взяты прямо из учебника: площадь горизонтального оперения составляет 20% площади крыла, а вертикального — 10%, плечо оперения составляет 2,5 аэродинамической хорды крыла и так далее, без всяких отступлений от классических правил конструирования, отходить от которых, очевидно, нет никакого смысла.
Аэродинамические данные самолета позволяли даже выполнять на нем фигуры высшего пилотажа. А ведь высший пилотаж — это не только удачная аэродинамика, но и высокая прочность конструкции. По расчетам авторов и технической комиссии, «Арго» мог выдерживать эксплуатационную перегрузку не более 3, что вполне достаточно для полетов по кругу и по коротким маршрутам без сложных эволюции в воздухе. Короче, высший пилотаж этому аппарату был категорически противопоказан.
Но, по-видимому, удачные и спокойные полеты «блинчиком по горизонту» вскоре наскучили авторам-пилотам «Арго». О том, что прочность самолета недостаточна для высшего пилотажа, забылось. Виражи сменились глубокими виражами, затем бочками, переворотами... 18 августа 1990 года при выполнении показательного полета на празднике, посвященном Дню Воздушного Флота, Юрий Гулаков ввел «Арго» в очередной переворот. На сей раз и скорость оказалась чуть выше обычной, и максимальная эксплуатационная перегрузка, очевидно, намного превышала расчетную «тройку». В результате крыло «Арго» разрушилось в воздухе, а пилот погиб на глазах собравшихся зрителей.
Здесь можно было бы «прочитать мораль» о необходимости соблюдения правил полетов, о летной дисциплине и прочих важных вещах. Однако, как показывает опыт, подобные наставления не приносят никакой пользы до тех пор, пока пилот сам не поймет, что в авиации нет места нарушениям дисциплины. Жаль, что иногда это приходит слишком поздно.
Как правило, такие трагические случаи даже при всей очевидности причин, их вызывающих, заставляют искать ошибки в конструкции и в расчетах самолета. Однако применительно к конструкции самолета «Арго-02» это не требуется: машина выдержала ровно то, на что была рассчитана.
Именно поэтому техническая и летно-методическая комиссии по летательным аппаратам любительской постройки Министерства авиационной промышленности СССР рекомендуют самолет «Арго-02» в качестве прототипа для самостоятельной постройки в любительских условиях.
В. КОНДРАТЬЕВ,
заместитель председателя
технической и летно-методической комиссий
Минавиапрома СССР
ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА
- Длина, м........ 4,55
- Высота, м........ 1,8
- Размах крыла, м..... 6,3
- Площадь крыла, м 2 .... 6,3
- Сужение крыла...... 0
- Концевая хорда крыла, м. ... 1,0 САХ,м......... 1,0
- Угол установки крыла, град. . . 4
- Угол V, град. ....... 4
- Угол стреловидности, град. . . 0
- Профиль крыла. . P-III—15,5%
- Площадь элерона, м 2 . . . 0,375
- Размах элерона, м. . . . . 1,5
- Углы отклонения элерона, град.:
- ..вверх........ 25
- ..вниз........ 16
- Размах ГО, м. . . . , . 1,86
- Площадь ГО, м 2 ...... 1,2
- Угол установки ГО, град. ... 0
- Площадь РВ, м 2 . . . . . 0,642
- Площадь ВО, м 2 ..... 0,66
- Высота ВО, м. ...... 1,0
- Площадь РН, м 2 . . . . . 0,38
- Угол отклонения РН, град. . ±25
- Угол отклонения РВ, град. , ±25
- Ширина фюзеляжа по кабине, м. . . . 0,55
- Высота фюзеляжа по кабине, м...... 0,85
- База колесного шасси, м. . . 2,9 Колея шасси, м...... 1,3
Силовая установка — двигатель РМЗ-640 с глушителем, охлаждение воздушное
- Мощность, л. с. ...... 28
- Макс, частота вращения,
- 1/мин........ 5500
- Редуктор. . . клиноременный, четырехручьевый, ремни А-710
- Передаточное число.... 0,5
- Топливо..... бензин А-76
- Масло........ МС-20
- Диаметр винта, м. . . . . 1,5
- Шаг винта, м...... 0,95
- Статическая тяга, кгс.... 95
Масса пустого аппарата, кг. . 145
- Максимальная взлетная масса, кг. . . . . . . . 235
- Запас топлива, л...... 15
- Диапазон полетных центровок, САХ........ 24...27
- Скорость сваливания, км/ч. . 72
- Макс, скорость горизонтального полета, км/ч..... 160
- Макс, скорость пилотирования, км/ч......... 190
- Крейсерская скорость, км/ч... 120
- Скорость отрыва, км/ч... 80
- Посадочная скорость, км/ч. . 70
- Скороподъемность у земли, м/с.......... 2
- Разбег, м........ 100
- Пробег, м........ 80
- Диапазон эксплуатационных перегрузок. ...... +З...-1,5
- Габариты при транспортировке, м....... 5X2,3X1,8
Силовая установка самолета — двухтактный двухцилиндровый двигатель воздушного охлаждения типа РМЗ-640, который через клиноременный редуктор приводит во вращение двухлопастный деревянный моноблочный воздушный винт.
Система управления самолета «Арго-02» — нормального типа. Кабина пилота оснащена приборами пилотажной группы и приборами контроля работы двигателя.
Фюзеляж самолета — деревянный, раскосно-ферменной конструкции. Лонжероны фюзеляжа представляют собой деревянные рейки сечением 18X18 мм.
За кабиной самолета, поверх фюзеляжа, установлен легкий гаргрот, основу которого составляют пенопластовые диафрагмы и стрингеры. Гаргрот имеется и в передней части фюзеляжа, перед кабиной — он выполнен из деревянных диафрагм и обшивки из листового дюралюминия толщиной 0,5 мм.
Кабина пилота обшита фанерой толщиной 2,5 мм. Такой же фанерой обшита и хвостовая часть фюзеляжа в районе крепления стабилизатора. Все остальные поверхности фюзеляжа имеют полотняную обшивку.
Через кабину пилота проходят лонжероны центроплана, которые используются для крепления к ним кресла пилота, а также поста ручного управления самолетом. Кресло отформовано из стеклопластика и обтянуто искусственной кожей.
Борта кабины изнутри оклеены пенопластом, а поверх него — искусственной кожей. На левом борту кабины установлена РУД — рукоятка управления дроссельной заслонкой карбюратора двигателя.
Приборная доска самолета выколочена из листового дюралюминия и покрыта так называемой молотковой эмалью. В кабине она крепится к шпангоуту № 3 на амортизаторах. На приборной доске монтируются следующие приборы: ТГЦ, УС-250, ВР-10, ВД-10, ЭУП, ТЭ и выключатель зажигания. Под доской располагается топливный кран, на переднем лонжероне — заливной шприц.
В передней части фюзеляжа, под г ар-гротом закреплен топливный бак емкостью 15л.
В нижней части фюзеляжа перед передним лонжероном установлены узлы крепления шасси. На переднем шпангоуте, который является еще и противопожарной перегородкой, крепится узел навески педалей рычажного типа и узел фиксации ролика ножного управления. С другой стороны противопожарной перегородки смонтированы обратный клапан, топливный фильтр и сливной кран.
Узлы крепления моторамы установлены в точках стыковки лонжеронов с передним шпангоутом. Сама же моторама сварена из хромансилевых (сталь 30ХГСА) труб диам. 22Х1 мм. В точках крепления двигателя к мотораме предусмотрены резиновые амортизаторы. Двигатель закрыт верхним и нижним капотами, отформованными из стеклопластика. Заготовка винта склеена из пяти сосновых пластин эпоксидным клеем и после окончательной обработки обтянута стеклотканью с использованием эпоксидного связующего.
Крыло. Основу каждого крыла составляет продольный и поперечный набор. Продольный состоит из основного лонжерона, вспомогательного (стенки), лобового стрингера и ребра обтекания. Основной лонжерон — двухполочный; он состоит из верхней и нижней полок, выполненных из сосновых реек переменного сечения: у корня крыла верхняя полка — 30X40 мм, в концевом сечении — 10X40 мм; нижняя полка соответственно 20X40 мм и 10X40 мм. Между полками в районе нервюр устанавливаются диафрагмы. Лонжерон с двух сторон обшит фанерой толщиной 1 мм; в корневой части — фанерой толщиной 3 мм. В корневой части крыла и зоне крепления качалки элерона установлены деревянные бобышки.
Узлы стыковки консолей крыла с центропланом смонтированы в корневой части крыла на переднем (основном) лонжероне. Стыковочные узлы выполнены из стали марки 30ХГСА.
На конце лонжерона смонтирован швартовочный узел.
Лобовой стрингер каркаса крыла выполнен из деревянной рейки сечением 10X16 мм, хвостовой — из рейки сечением 10X30 мм. От носка и до переднего лонжерона крыло обшито фанерой толщиной 1 мм. В корневой части крыла из фанеры толщиной 4 мм образован трап.
Поперечный набор крыла состоит из нормальных и усиленных нервюр. Усиленные (нервюры № 1, 2 и 3) имеют балочную конструкцию и состоят из полок сечением 5Х 10 мм, стоек и фанерной стенки толщиной 1 мм с отверстиями-облегчениями.
Нормальные нервюры имеют ферменную конструкцию. Собираются они из полок и раскосов сечением 5X8 мм, собранных с помощью косынок и книц.
Законцовки крыла — пенопластовые. После обработки они оклеиваются стеклотканью на эпоксидном связующем.
Элерон — щелевого типа. Его каркас состоит из лонжерона сечением 10X80 мм, нервюр, вырезанных из пластин толщиной 5 мм, ребра атаки и ребра обтекания. Носок элерона зашивается фанерой толщиной 1 мм, и совместно с лонжероном зашивка образует жесткий замкнутый профиль, напоминающий полукруглую трубу. Узлы навески элерона смонтированы на лонжероне. Ответные кронштейны навески элерона закреплены на заднем лонжероне крыла. Все поверхности и элерона, и самого крыла обтянуты полотном.
Оперение. Горизонтальное оперение самолета «Арго-02» состоит из стабилизатора и рулей высоты. Стабилизатор двухлонжеронной конструкции с раскосно поставленными нервюрами — это обеспечивает стабилизатору высокую жесткость на кручение. Носок стабилизатора до переднего лонжерона обшит фанерой толщиной 1 мм. Стабилизатор может эксплуатироваться и в свободнонесущем, и в подкосном варианте. Для осуществления второго варианта на заднем лонжероне установлены узлы крепления подкосов. Узлы крепления стабилизатора к фюзеляжу смонтированы на переднем и заднем лонжеронах. Узлы навески рулей высоты располагаются на заднем лонжероне стабилизатора; конструкция их аналогична устройству узлов планера А-1. Законцовки стабилизатора пенопластовые, оклеенные стеклотканью.
Центральная часть стабилизатора обшита фанерой.
Руль высоты состоит из двух частей, которые в какой-то степени дублируют друг друга. Каждая из частей состоит из лонжерона, раскосно поставленных нервюр, носков нервюр и ребра обтекания. Носовая часть руля обшита фанерой толщиной 1 мм. Кабанчик управления рулем высоты закреплен в корневой части руля.
Вертикальное оперение состоит из киля и руля поворота. Киль конструктивно выполнен зацело с фюзеляжем по двухлонжеронной схеме. Передняя часть киля (до переднего лонжерона) обшита фанерой. Задний лонжерон является развит нем заднего шпангоута фюзеляжа.
Руль поворота по конструкции мало отличается от руля высоты и элеронов. Он также состоит из лонжерона, прямых и раскосных нервюр и ребра обтекания. Передняя часть руля до лонжерона зашита фанерой. Узлы навески руля представляют собой вильчатые болты. Рычаг управления рулем поворота закреплен в нижней части лонжерона. На лонжероне руля смонтирован и узел крепления подкосов. Все оперение обтянуто полотном.
Шасси. Шасси самолета состоит из основного шасси и хвостовой опоры. Основное шасси — двухколесное, рессорного типа. Рессора выгнута из стали 65Г; колеса крепятся к концам рессоры. Размер колеса —300Х125 мм. Крепление рессоры к фюзеляжу с помощью стальной пластины и двух болтов с каждой из сторон — рессора зажимается с их помощью и тем самым фиксируется относительно фюзеляжа.
Хвостовая опора представляет собой полосу, выгнутую из стали 65Г, к которой снизу привинчена опорная чашка. Полоса эта крепится к фюзеляжу двумя болтами.
Управление рулем высоты жесткое. Осуществляется оно с помощью ручки управления (используется ручка от Як-50), дюралюминиевых тяг и промежуточных качалок.
Управление элеронами также жесткое. Привод руля поворота — тросовый. Управление им осуществляется при помощи подвесных рычажных педалей, стальных тросов диаметром 3 мм и текстолитовых роликов диаметром 70 мм. Чтобы исключить попадание посторонних предметов в узлы управления, пол и трасса управления закрыты декоративным экраном.
Силовая установка. Основой силовой установки является двигатель типа РМЗ-640. Он установлен на мотораме в перевернутом положении — вниз цилиндрами. Сверху двигателя располагается верхний шкив клиноременного редуктора с механизмом натяжения ремней.
Стеклопластиковые капоты крепятся с помощью винтов к самоконтрящимся анкерным гайкам на фюзеляже и соединительном кольце.
Кок винта посажен на дюралюминиевое кольцо и закреплен винтами. Кок выполнен методом выклейки из стеклоткани на эпоксидном связующем.
Топливная система. Топливная система включает топливный бак емкостью 14 л, топливный насос, топливный фильтр, обратный клапан, пожарный кран, сливной кран, тройник и систему трубопроводов.
Топливный бак сварен из пищевого алюминиевого листа толщиной 1,8 мм. В нижней части бака располагается расходная емкость, в которую вварены расходный и сливной штуцеры.
В верхней части бака находится заливная горловина с дренажем. Внутри бака располагаются сообщающиеся перегородки для предотвращения вспенивания топлива. Бак закрепляется на двух балках с помощью стяжных лент с войлочными прокладками.
Система приемников воздушного давления. Система ПВД состоит из трубки ПВД (от самолета Як-18), установленной на левой плоскости крыла, трубок динамического и статического давления, соединительных резиновых шлангов, распределителя и приборов.
Воздушный винт. Воздушный винт самолета «Арго-02» склеен из сосновых пластин на эпоксидной смоле, а затем обработан по шаблонам, оклеен стеклотканью и окрашен. На самолете использовались несколько винтов такой конструкции с различными диаметром и шагом. Один из наиболее приемлемых по своим аэродинамическим качествам имеет следующие характеристики: диаметр — 1450 мм, шаг — 850-мм, хорда —100 мм, статическая тяга — 85 кгс.
Одинокий одноместный однодвигательный самолет с хвостовым колесом по имени Марго. Хозяин Виктор Жевагин. можно прочитать о его строительстве. Самолет построен по мотивам Арго-02.
Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.
Одноместный самодельный самолёт "МАрго". Он построен в г.Приволжск Ивановской области Виктором Жевагиным. Поднят в воздух в 2015 году. На занял 1 место среди летательных аппаратов самостоятельной постройки. И вот принимает участие в международном авиакосмическом салоне "МАКС-2019" . Вес самолета - 160 кг, скорость полета - 130 км/ч
Силовая установка - двухтактный 2-цилиндровый двигатель воздушного охлаждения РМЗ-640, который через клиноремённый редуктор приводит во вращение двухлопастный деревянный моноблочный воздушный винт. Система управления самолёта - нормального типа. Кабина пилота оснащена приборами пилотажной группы и приборами контроля работы двигателя.
По сравнению с оригинальными чертежами Арго-02 в конструкции есть изменения, в основном по фюзеляжу:
1. Центроплан расширен до 1500 мм.
2. Фюзеляж расширен по верхним лонжеронам до 600 мм.
3. 2й и 3й шпангоуты сдвинуты назад на 70 мм. Посадка в кабину и покидание стало более удобным.
4. С перспективой под закрытую кабину увеличена высота гаргрота сзади.
5. Корневая нервюра центроплана увеличена до 1200мм.
6. Кронштейны крепления шасси установлены на переднем лонжероне как у КР-2. Рессора прямая,сделана из листа стеклотекстолита толщиной 25 мм. Шасси показали себя хорошо.Амортизация достаточная. Были козлы и плюхи без последствий. Клееная деревянная рессора изготовленная изначально- сломалась на первых пробежках.
7. Изменен контур руля направления.
Крыло сделано как в Моделисте-Конструкторе, изменения лишь в законцовках.
А теперь немного о его прародителе: Легкий одноместный самолет «Арго-02», был построен мастерами-самодельщиками из г. Калинина Е.Игнатьевым, Ю.Гулаковым и А.Абрамовым. Для изготовления «Арго-02» использованы обычная сосна, фанера, полотно. Авторами использована забытая самодельщиками схема классического свободнонесущего низкоплана, установлен простой советский двигатель РМЗ-640. На слете СЛА-87 полеты «Арго-02» показали что летает калининская самоделка лучше, чем некоторые солидные аппараты с импортными двигателями.
«Арго-02» - сверхлёгкий учебно-тренировочный свободнонесущий низкоплан классической деревянной конструкции со свободнонесущим хвостовым оперением. Самолёт имеет шасси рессорного типа с хвостовой опорой.
Фюзеляж - деревянный, раскосноферменной конструкции, с лонжеронами из деревянных реек сечением 18 x 18 мм. За кабиной, поверх фюзеляжа, - лёгкий гаргрот, основу которого составляют пенопластовые диафрагмы и стрингеры. Гаргрот имеется и в передней части фюзеляжа, перед кабиной он выполнен из деревянных диафрагм и обшивки из листового дюралюминия толщиной 0,5 мм. Кабина пилота и хвостовая часть фюзеляжа в районе крепления стабилизатора обшиты фанерой толщиной 2,5 мм. Все остальные поверхности фюзеляжа имеют полотняную обшивку.
По расчётам авторов и технической комиссии, эксплуатационная перегрузка у «Арго-02» была равна 3, что вполне достаточно для полётов по кругу и коротким маршрутам. Высший пилотаж этому аппарату категорически противопоказан. Самодеятельным авиаконструкторам не следовало бы об этом забывать…
18 августа 1990 года при выполнении показательного полёта на празднике, посвящённом Дню Воздушного Флота, Юрий Гулаков ввёл «Арго» в очередной переворот. На сей раз и скорость оказалась чуть выше обычной, и максимальная эксплуатационная перегрузка, очевидно, намного превысила расчётную «тройку». В результате крыло «Арго» развалилось в воздухе, а пилот погиб на глазах собравшихся зрителей. 
Вид на приборную панель с другой стороны.
Самолет есть, инструменты есть, а людей нет:-)))
Общий вид справа.
ПВД от чего то более крупного?
Интересно, люди какого роста чувствуют себя удобно на таком самолетике?
Шасси. Резина от садовой тележки?
Общий вид спереди.
Деревянный винт с фиксированным шагом.
ЛТХ "МАрго":
размах 7.4 м.
длина как у оригинала 4.55
вес пустого 175 кг до покраски
взлетный 255кг
винт Ф1600 мм
редуктор 1:2
обороты мах 4900
крейсер 4200
винт тяжел для данной редукции сейчас делают новый Ф1500 мм или он уже стоит?
По скорстям:
начиная с 50 км/ч, хорошо рулится с поднятым хвостом
отрыв на 72-75 км/ч
набор на 85 км/ч
вертикальная в районе 2 м/с.
со 100 кг пилота скороподьемность 1 м/с.
крейсерская 100 км/ч
максимальная 120 км/ч
заход на посадку 90 км/ч
сваливание 60 км/ч.
ЛТХ оригинального Арго-02:
Длина, м: 4,55
Размах крыла, м: 6,3
Площадь крыла, м2: 6,3
Масса, кг
-пустого: 145
-взлетная: 235
Удельная нагрузка на крыло, кгс/м2: 37,3
Двигатель: РМЗ-640
Макс.скорость, км/ч: 160
Крейсерская скорость, км/ч: 120
Скорость сваливания, км/ч: 72
Скороподъемность, м/с: 2.
ВНИМАНИЕ!!!
Приведенная ниже методика расчета, а также все данные
полученные при помощи этой методики НЕ ЯВЛЯЮТСЯ
какой-либо инструкцией или руководством к действию,
а приведены здесь исключительно в ознакомительной цели.
Автор не несет никакой ответственности за использование приведенных ниже данных.
Лонжерон состоит из двух полок, между которыми находятся переборки и которые зашиты с двух сторон миллиметровой фанерой. Таким образом, для нашего случая рассчитать лонжерон на прочность означает рассчитать высоту каждой из полок. Причем эта высота разная для верхней и для нижней полки. Сейчас объясню почему.
Во время нормального полета создается подъемная сила, которая старается изогнуть крыло вверх:
И мы видим, что верхняя полка старается сжаться, а нижняя - растянуться. Полки будут сделаны из сосны. А сосна примечательно тем, что имеет очень высокий показатель прочности на растяжение. Но не очень хороший показатель прочности на сжатие. Таким образом, для верхней полки, которая работает на сжатие, необходимо полку с бОльшим сечением, по сравнению с нижней, которая работает на растяжение.
Теперь непосредственно расчет.
В качестве исходных данных нам потребуются следующие значения:
Gвзл - взлетная масса. В оригинале 235 кг. Я принял 250 кг. (сам уже около сотни вешу).
Gкр - вес крыла. Как и в оригинале принимаю 13 кг.
nэ - значение эксплуатационной перегрузки. Как и в оригинале принимаю равной 3.
f - коэффициент безопасности. Рекомендуемое значение: 1,2 - 1,5. Но в книге Чумака "Расчет, проектирование и постройка сверхлегких самолетов" рекомендуют брать значение в пределах 1,5 - 2,0. Я решил взять величину 1,8.
nр - разрушающее значение перегрузки. Значение получаем умножением nэ на f. Т.о. получаем величину 5,4.
Lкр - размах крыла. Для моего случая - 6,1 метра.
Lконс - длина одной консоли = 2,775 метра.
H - высота лонжерона. Для этого значение из максимальной высоты профиля вычитаем толщину реек нервюры, которые будут идти сверху и снизу от лонжерона. Т.е. 155 - 5 - 5 = 145мм. Для дальнейший расчетов нам потребуется значение в сантиметрах. Т.е. будем использовать значение 14,5 см.
b - ширина лонжерона - 40 мм = 4 см.
T/t - отношение высоты нижней полки к верхней. Рекомендуемое значение - 1,75.
Суть расчет заключается в том, чтобы рассчитать сечение полок лонжерона, которые разрушатся только при достижение разрушающей перегрузки. Т.е. по нашим расчетам, при достижение перегрузки в 5,4g лонжерон развалится. При этом нормальная эксплуатационная перегрузка равна 3. И это значение превышать опасно. Коэффициент f = 1,8 учитывает неточности и мелкие ошибки при изготовление лонжерона и дает нам прозапас 2,4g. Но, опять -таки, превышать значение 3 лучше не надо.
Рассчитывать сечение будем в пяти точках. Для этого разделим крыло на пять равных участков.
1. Определяем погонную разрушающую нагрузку на крыло. Для этого из массы самолета вычитаем массу крыла, умножаем все на значение разрушающей перегрузки и делим все это на размах крыла. Т.о. мы получаем значение нагрузки на один метр длинны крыла (слово "разрушающей" использовать не буду, а то как-то не весело получается). Для нашего случая получаем:
q = (Gвзл - Gкр) * nр / Lкр = (250 - 13) * 5,4 / 6,1 = 209,8 кг/мп.
2. В предыдущем шаге мы рассчитали значение нагрузки на погонный метр крыла. Сейчас рассчитаем значение нагрузки для каждой из пяти точек крыла.
В точке
q0 = q * Lконс = 209,8 * 2,775 = 582,2.
На сечение в точке
q1 = q * Lконс * 4 / 5 = 209,8 * 2,775 * 4 / 5 = 465,6.
Аналогично для точек 2 , 3 , 4 :
q2 = 209,8 * 2,775 * 3 / 5 = 349,3
q3 = 209,8 * 2,775 * 2 / 5 = 232,9
q4 = 209,8 * 2,775 * 1 / 5 = 116,4
3. Для каждой из точек определим значение изгибающего момента по формуле:
M0 = q0 * Lконс / 2 = 582,2 * 2,775 / 2 = 807,8 кг/м
Аналогично и для остальных точек:
M1 = 465,6 * 2,775 * (4 / 5) / 2 = 516,8 кг/м
M2 = 349,3 * 2,775 * (3 / 5) / 2 = 290,8 кг/м
M3 = 232,9 * 2,775 * (2 / 5) / 2 = 129,3 кг/м
M3 = 116,4 * 2,775 * (1 / 5) / 2 = 32,3 кг/м
4. Используя рассчитанные ранее моменты, рассчитаем значение 58,3E по формуле:
58,3E = M / (b * H * H).
Честно говоря, уже толком не помню, что за величина 58,3E, но это значение в следующем пункте мы будет откладывать на графике.
При этом нужно обратить внимание на то, что значение изгибающего момента уже нужно брать не в кг/м, а в кг/см. Т.е. увеличить это значение в сто раз.
Получаем для каждой из точек:
58,3E_0 = 807,8 * 100 / (4 * 14,5 * 14,5) = 96,05
58,3E_1 = 516,8 * 100 / (4 * 14,5 * 14,5) = 61,45
58,3E_2 = 290,8 * 100 / (4 * 14,5 * 14,5) = 34,58
58,3E_3 = 129,3 * 100 / (4 * 14,5 * 14,5) = 15,4
58,3E_4 = 32,3 * 100 / (4 * 14,5 * 14,5) = 3,84
5. Величины, полученные на предыдущем шаге, откладываем графике, приведенном ниже и получаем значения T/H
Как видно из графика производить расчеты для точек 3 и 4 уже не имеет никакого смысла - значения выходят за пределы графика.
