Самолеты самостоятельной постройки по аэродинамической схеме тандем. Летательные аппараты по схеме «утка

Идеи наших читателей

ЮАН-2 «Sky Dweller> на авиасалоне МАКС-2007

ЯпЬтсрнатиЗнар

На МАКС-2009 этого самолёта ещё не будет -конструкция совершенствуется, и следующая её версия создаётся в значительной мере из деталей и узлов предыдущей. А вот на прошлом МАКСе сверхлёгкий ЮАН-2 вызвал большой интерес, несмотря даже на подпорченный многочисленными испытаниями внешний вид. Потому что это не просто ещё один СЛА. В самолёте реализована аэродинамическая схема - так называемая «флюгерная утка», - которую без натяжки можно назвать революционной. В этой статье автор идеи и руководитель строительства опытных машин, молодой авиаконструктор Алексей Юрконенко, обосновывает преимущества новой схемы. По его мнению, она идеальна для неманёвренных самолётов, и в этой категории - весьма, кстати сказать, обширной ~ может стать основой нового направления в развитии мирового самолётостроения.

Применение современных технологий проектирования самолётов привело к результату, на первый взгляд, парадоксальному: процесс улучшения характеристик авиационной техники «потерял темп». Найдены новые аэродинамические профили, оптимизирована механизация крыла, сформулированы принципы построения рациональных структур авиационных конст

рукций, улучшена газодинамика двигателей... Что же дальше, неужели развитие самолёта пришло к своему логическому завершению?

Что ж, эволюция самолёта в рамках нормальной, или классической, аэродинамической схемы действительно замедляется, На авиационных выставках и салонах массовый зритель находит огромное и пёстрое многообразие; опыт

ный же специалист видит принципиально одинаковые самолёты, отличающиеся лишь по эксплуатацией но-тех-пологическим признакам, но имеющие общие концептуальные недостатки,

«КЛАССИКА»: ПЛЮСЫ И МИНУСЫ

Напомним, что пол термином «аэродинамическая схема самолёта* подразумевается способ обеспечения статической устойчивости и управляемости самолёта в канале тангажа 1 .

Главное и, пожалуй, единственное положительное свойство классической аэродинамической схемы заключается в том, что расположенное за крылом горизонтальное оперение (ГО) позволяет без особых трудностей обеспечить продольную статическую устойчивость на больших углах атаки самолёта".

Основным недостатком классической аэродинамической схемы является наличие так называемых потерь на балансировку, которые возникают из-за необходимости обеспечения запаса продольной статической устойчивости самолёта (рис. I). Таким образом, результирующая подъёмная сила самолёта оказывается меньше, чем подъёмная сила крыла, на величину отрицательной подъёмной силы ГО.

Максимальное значение потерь на балансировку имеет место на взлётно-посадочных режимах при выпущенной механизации крыла, когда подъёмная сила крыла и, следовательно, пикирующий момент, ею обусловленный (см. рис. 1), имеют максимальное значение. Существуют, например, пассажирские самолёты, у которых при полностью выпущенной механизации отрицательная подъёмная сила ГО равна 25% их веса. Значит, примерно на ту же величину переразмерено крыло, и все экономические и эксплуатационные показатели такого летательного аппарата, мягко говоря, далеки от оптимальных значений.

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СХЕМА «УТКА»

Как избежать этих потерь? Ответ прост: аэродинамическая компоновка статически устойчивою самолёта должна исключать балансировку с отрицательной подъёмной силой на горизон-

" Тангаж - угловое движение летательного аппарата относительно поперечной оси инерции. Угол тангажа - угол между продольной осью летательного аппарата и горизонтальной гласностью.

1 Угол атаки самолёта - угол между направлением скорости набегающего потока и продольной cmpoume.tbHuu осью самолёта.

Как избежать потерь на балансировку? Ответ прост: аэродинамическая компоновка статически устойчивого самолёта должна исключать балансировку с отрицательной подъёмной силой на горизонтальном оперении. В принципе, добиться этого можно и на классической схеме, но наиболее простым решением является компоновка самолёта по схеме «утка», которая обеспечивает управление по тангажу без потерь подъемной силы на балансировку (рис. 3). Тем не менее, «утки» практически не используются в транспортной авиации, и, кстати, совершенно справедливо. Объясним, почему.

Как показывает теория и практика, самолёты схемы «утка» имеют один серьёзный недостаток – малый диапазон лётных скоростей. Схема «утка» выбирается для самолёта, который должен иметь более высокую скорость полёта по сравнению с самолётом, скомпонованным по классической схеме, при условии, что мощности силовых установок этих самолётов равны. Данный эффект достигается за счёт того, что на «утке» удаётся до предела снизить сопротивление трения воздуха за счёт уменьшения площади омываемой поверхности самолёта.

С другой стороны, на посадке «утка» не реализует максимальный коэффициент подъёмной силы своего крыла. Это объясняется тем, что по сравнению с классической аэродинамической схемой при одинаковых межфокусных расстояниях крыла и ГО, относительной площади ГО, а также при равных абсолютных значениях запасов продольной статической устойчивости, схема «утка» имеет меньшее балансировочное плечо ПГО. Именно это обстоятельство не позволяет «утке» конкурировать с классической аэродинамической схемой на взлётно-посадочных режимах.

Решить эту проблему можно одним способом: увеличить максимальный коэффициент подъёмной силы ПГО () до значений, обеспечивающих балансировку «утки» на посадочных скоростях классических самолётов. Современная аэродинамика уже дала «уткам» высоконесущие профили со значениями Су max = 2, что позволило создать ПГО с . Но, несмотря на это, все современные «утки» имеют более высокие посадочные скорости по сравнению с классическими компоновками.

Срывные характеристики «уток» также не выдерживают критики. При заходе на посадку в условиях высокой термической активности, турбулентности или сдвига ветра ПГО, обеспечивающее балансировку на максимальном допустимом Су самолёта, может иметь . В этих условиях, при внезапном увеличении угла атаки самолёта, ПГО выйдет на закритическое обтекание, что приведёт к падению его подъёмной силы, и угол атаки самолёта начнёт уменьшаться. Возникающий при этом глубокий срыв потока с ПГО вводит самолёт в режим резкого неуправляемого клевка, что в большинстве случаев приводит к катастрофе. Такое поведение «уток» на критических углах атаки не позволяет использовать эту аэродинамическую схему в сверхлёгкой и транспортной авиации.

По материалу журнала "Моделист-Конструктор" времён СССР

Фрагмент 3-го выпуска справочника "Кто есть кто в робототехнике"

В первое десятилетие XX в. еще не знали, как должен быть устроен самолет. И часто на летательных аппаратах тех времен горизонтальное оперение размещали перед крылом на вынесенной вперед носовой части фюзеляжа. Такие самолеты стали называть «утками», так как у них вытянутая вперед носовая часть фюзеляжа в полете напоминала летящую утку с вытянутой шеей. Это название закрепилось за самолетами, у которых горизонтальное оперение располагается перед крылом. Авиастроители возвратились к схеме «утка», когда стали проектировать сверхзвуковые самолеты, чтобы устранить снижение общей подъемной силы, возникающей у самолетов обычной схемы от хвостового оперения. И свободнолетающую авиамодель, выполненную по схеме «утка» можно лучше приспособить к парению.

Пилотажная авиамодель «УИИ-ДжиБерд» с двигателем 2,5 см³, имеющая схему «утка». Горизонтальное оперение с рулем высоты прикреплено к крылу его пилотажной на двух балках. Двигатель с тянущим винтом размещен в носовой части короткого фюзеляжа. Непосредственно за двигателем укреплена стойка носового колеса. Стойки основного шасси размещены в точках крепления балок. На хвостовой кромке крыла расположены два киля, отклоненные, как показано на чертеже, несимметрично.

Кропотливая работа по подбору положения центра тяжести себя оправдала и привела к успеху на соревнованиях. Во время испытаний модели выявилось еще одно существенное преимущество схемы «утка». При внезапной остановке двигателя во время выполнения фигур высшего пилотажа, потеряв управление, она входила в пикирование, а затем сама, без вмешательства моделиста, выходила из него и совершала благополучную посадку. Объясняется это тем, что при пикировании без управления весовой момент руля высоты вокруг оси его шарнирной подвески вызывает отклонение руля задней кромкой книзу. В результате возникает момент, вызывающий выход «утки» из пикирования, а затем - плавную посадку.

Кордовая модель схемы «утка», построенная и успешно испытанная японскими авиамоделистами.

При проектировании любой модели типа «утка» для обеспечения устойчивого полета ее очень важно правильно выбрать центр тяжести относительно носка хорды крыла. Расстояние от носка хорды крыла до центра тяжести модели, необходимое для устойчивого полета, определяется по формуле: X = 70Lго x Sго/Sкр - 0,1b, где: Sго — площадь горизонтального оперения в квадратных дециметрах, Sкр — площадь крыла в квадратных дециметрах, Lго — плечо горизонтального оперения, то есть расстояние от носка хорды стабилизатора до носка хорды крыла, в дециметрах, b — хорда крыла в мм.

Формула эта приведена для случая, когда на модели применен толкающий винт. Например, для модели, у которой Sго = 10,5 дм²; Lго = 6,3 дм; Sкр= 31,9 дм²; Х = 126 мм. Если же на модели, выполненной по схеме «утка», применен тянущий винт, размешенный перед крылом, то Х находят по еще более простой формуле: X = 70Lго x Sго/Sкр

В США проходят испытания два экспериментальных образца истребителя F-16XL, созданные на базе истребителя - бомбардировщика F-16. Если ранее сообщалось, что силовая установка нового истребителя оставалась прежней, то теперь, по утверждениям зарубежной печати, предполагается использовать более мощный двигатель F-101DFE, созданный на базе двигателя F-101 стратегического бомбардировщика B-1. По сравнению с базовым образцом значительно увеличена площадь крыла нового самолета (она составила 60 м2), длина фюзеляжа возросла на 1,4 м. Благодаря таким изменениям в конструкции запас топлива возрос на 80%.

Рассчитывают, что истребитель F-16XL будет способен производить длительные полеты со сверхзвуковой крейсерской скоростью. Для взлета и посадки ему потребуется полоса длиной менее 600 м.

В состав бортового радиоэлектронного оборудования самолета планируется включить модернизированную радиолокационную станцию AN/APG-66, станцию радиоэлектронного подавления AN/ALQ-165, электронно-оптическую систему «Лантирн» и новую цифровую ЭВМ системы управления оружием. Журнал "Техника и вооружение" времён СССР

У «стандартной утки» с площадью горизонтального оперения (переднего крыла) в пределах 15...20% площади основного крыла и плечом оперения, равным 2,5...3 В Сах (средней аэродинамической хорды крыла), центр тяжести должен располагаться в пределах от - 10 до - 20%ВСАХ. В более общем случае, когда переднее крыло по параметрам отличается от оперения «стандартной утки», или у «тандема» для определения требуемой центровки удобно услов« но привести эту компоновку к более привычной для понимания нормальной аэродинамической схеме с условным эквивалентным крылом (см. рис.).

Центровка, как и в случае нормальной схемы, должна лежать в пределах 15...25% ВЭКВ (хорды условного эквивалентного крыла), которая находится следующим образом:

При этом расстояние до носка эквивалентной хорды равняется:

Где К - коэффициент, учитывающий разность углов установки крыльев, скосы и торможение потока за передним крылом, равняется:

Учтите, что эмпирические формулы и рекомендации по определению центровки достаточно приблизительны, поскольку взаимное влияние крыльев, скосы и торможение потока за передним крылом рассчитать трудно, точно это определяется только по продувкам. Авиаторам-любителям для экспериментальной проверки центровки самолета необычной схемы рекомендуем пользоваться летающими, в том числе и кордовыми, моделями. В практике авиастроения такой метод иногда применяется. И в любом случае для самолета любительской постройки центровку, определенную по формулам, следует уточнить при выполнении скоростных рулежек и подлетов.

по материалам: СЕРЬЕЗНОВ, В. КОНДРАТЬЕВ "В НЕБЕ ТУШИНА - СЛА" "Моделист-Конструктор" 1988, №3

В архиве размещено описание легкого одноместного самолета оригинальной схемы.
Самолет носит название "Quickie".

Архив представляет собой отсканированную рукопись со схемами в формате Adobe PDF.

Хотя на первый взгляд, этот самолет кажется уж чересчур необычным и может вызвать недоверие, все же, прочитайте следуюший текст.
Это - выдержка из книги В.П.Кондратьева "Самолеты строим сами". Как следует из его слов, самолет построенный по такой схеме обещает очень даже хорошие характеристики.

Достоинства «утки» хорошо известны. Вкратце они сводятся к следующему, в отличие от нормальной схемы, у статически устойчивой «утки» подъемная сила горизонтального балансирующе-го оперения суммируется с подъемной силой крыла. Поэтому при тех же несущих свойствах площадь крыла можно, грубо говоря, уменьшить на величину площади оперения, в результате чего уменьшаются размеры, масса и аэродинамическое сопротивление самолета, а его аэро-динамическое качество растет (рис 97). Еще более выгодным является тандем, который по способу балансировки принципиально не отлича-ется от «утки», но позволяет создать еще более компактную машину. По сути дела, в тандемной компоновке общая несущая площадь разбивается на два равных или приблизительно равных крыла, линейные размеры которых примерно в 1,4 раза меньше аналогичного крыла самолета нормальной схемы.

Отрицательные же свойства «утки» связаны, прежде всего, с влиянием переднего крыла на заднее. Переднее скашивает вниз и подторма-живает воздушный поток, обтекающий заднее крыло, его эффективность падает (рис 98). Оптимальное решение этой проблемы в том, чтобы разнести как можно дальше крылья по длине фюзеляжа и по высоте. Для того чтобы заднее крыло не попадало в вихревой след переднего при полете на больших углах атаки, переднее крыло поднимают выше заднего или опускают его как можно ниже. Так сделано, в частности, на тандеме «Квики». Несоблюдение этого условия приводит к продольной неустойчивости на больших углах атаки.

Следует учитывать и еще одно условие. При полете на больших углах атаки перед сваливанием срыв потока должен наступать в первую очередь на переднем крыле. В противном случае самолет при сваливании будет резко задирать нос, и переходить в штопор. Это явление называется «подхват» и считается совершенно недопустимым. Способ борьбы с «подхватом» на «утке» найден давно: достаточно увеличить угол установки переднего крыла по отношению к заднему. Разница в углах установки должна составлять 2—3°, что гарантирует срыв потока в первую очередь на переднем крыле. Далее самолет автоматически опускает нос, переходит на мень-шие углы атаки и набирает скорость — таким образом, реализуется идея создания несваливаемого самолета, конечно, при соблюдении требуемой центровки.

..
Самолеты схемы тандем и их аэродинамические особенности :
Затенение заднего крыла передним при полете на больших углах атаки. 1 - малая интерференция в крейсерском полете на малых углах атаки; 2 - сильное затенение заднего крыла на больших углах самолета неудачной схемы, 3 - удачное расположение крыльев с малой интерференцией на больших углах атаки (m - коэффициент продольного момента отрицательный, наклон кривой xapaктepeн для устойчивого самолета, α - угол атаки)

Строительство тандемов носило эпизодический характер до тех пор. пока в 1978 г. все тог же неутомимый Рутан не продемонстрировал на слете конструкторов-любителей США в городе Ошкоше свой вызывающе «непонятный» тандем «Квики». Приступая к разработке этой машины, Рутан ставил задачу создания самолета с высокими летными характеристиками при двигателе минимально возможной мощности. Конечно, наилучшие результаты можно было по-лучить, используя тандемную схему. Действительно, два крыла площадью примерно по 2,5 м^2 позволили сделать самолет минимальных габаритных размеров с наименьшим аэродинамиче-ским сопротивлением и высоким аэродинамиче-ским качеством. При этом двигателя в 18 л. с. хватило для достижения скорости 220 км/ч, скороподъемности 3 м/с, потолка 4600 м. Взлетная масса самолета, изготовленного целиком из пластика, составляет 230 кг. Как и предыдущие творения Рутана, «Квики» был размножен любителями разных стран в десятках экземпляров. Американские авиационные специалисты считают «Квики» «минимальным» самолетом. Он экономичен, дешев и нетрудоемок в постройке. Производственный цикл его изготовления составляет всего 400 человеко-часов. Конструкторы-любители многих стран могут приобрести и чертежи, и набор заготовок, и полностью гото-вый аппарат.

Последователи Рутана нашлись и в нашей стране. На СЛА-84 куйбышевский самодеятельный клуб «Аэропракт», возглавляемый студентом Ю. Яковлевым, представил свой вариант «Квики» —А-8

Хороших самодеятельных клубов в нашей стране уже немало. Куйбышевский — один из самых известных. «Авиация на практике» — так члены клуба расшифровывают название своей «фирмы», созданной в 1974 г. в красном уголке заводского общежития выпускником Харьковского авиационного института Василием Мирошником. Судьба «Аэропракта» складывалась труд-но. Клуб неоднократно закрывался, «разгонялся», менял адреса и руководителей. Однако неудачи и трудности только закаляли молодых энтузи-астов.

За более чем пятнадцатилетнюю историю через «Аэропракт» прошли десятки человек — школьников, студентов, молодых рабочих, ставших впоследствии хорошими инженерами, конструкторами, летчиками. В традициях «Аэропракта» полная свобода технической мысли и демократия. В клубе всегда существовало не-сколько небольших творческих групп, параллельно строивших три-четыре летательных аппарата. А для самых смелых и «бредовых» технических идей всегда существовал лишь один судья — практика и собственный опыт. Именно такая атмосфера творческого сотрудничества н сорев-нования стала постоянным источником энтузи-азма, благодаря которому «Аэропракт» до сих пор существует. Именно такие условия дали возможность наиболее полно проявить талант наших лучших конструкторов-любителей, в том числе Василия Мирошника, Петра Альмурзнна, Михаила Волынца, Игоря Вахрушева, Юрия Яковлева и многих других — постоянных участ-ников и призеров слетов СЛА.

Самолеты, созданные в «Аэропракте», хорошо известны. Для того чтобы лучше представить масштабы деятельности «Аэропракта», достаточ-но лишь напомнить названия аппаратов этого клуба, принимавших участие в слетах СЛА. Сре-ди них — самолеты А-6, А-11М, А-12, гидросамолет А-05, планеры А-7, А-10Б и мотопланер А-10А, имеющие «фирменное» обозначение «А» и построенные в «филиале» «Аэропракта» — СКБ Куйбышевского авиационного института под руководством В. Мирошника. Почти все пере-численные летательные аппараты были призерами слетов.

Наибольший успех выпал на долю тандема А-8 («Аэропракт-8»), построенного студентом Куйбышевского авиационного института Юрием Яковлевым.

Внешне А-8 напоминает «Квики». Но надо отметить, что до тандема Ю. Яковлева у нас в стране об особенностях этой схемы было известно очень мало. Каким должно быть взаимное расположение крыльев и их профиль, где расположить центр тяжести самолета, как поведет себя машина при полете на больших углах атаки? На все эти вопросы можно было ответить, лишь испытав аппарат.

..
Самолет-тандем А-8 (Ю. Яковлев, "Аэропракт"). Площадь переднего крыла - 2,47 м2, площадь заднего крыла - 2,44 м^2, взлетная масса - 223 кг, масса пустого - 143 кг, максимальное аэродинамическое качество - 12, максимально допустимая скорость - 300 км/ч, максимальная эксплуатационная перегрузка - 6, разбег - 150 м, пробег - 150 м.
1 - двигатель, 2 - педали, 3 - воздухозаборник вентилятора кабины, 4 - узлы навески крыльев, 5 - тяги управления элеронами, 6 - элерон, 7 - тяги управления рулем направления и хвостовым колесом (трос в трубчатой оболочке), 8 - вал управления, 9 - парашют ПЛП-60, 10 - рычаг управления двигателем, 11 - бензобак, 12 - тяги управления рулем высоты, 13 - рукоятка запуска двигателя, 14 - резиновые амортизаторы подвески двигателя, 15 - руль высоты, 16 - боковая ручка управления, 17 - замок фонаря, 18 - выключатель зажигания, 19 - указатель скорости, 20 - высотомер, 21 - авиагоризонт, 22 - вариометр. 23 - акселерометр, 14 - вольтметр

А-8 построен был очень быстро, но летать стал не сразу. Попытка первого взлета на СЛА-84 в Коктебеле завершилась неудачей: после короткого разбега самолет скапотировал. Пришлось существенно сдвинуть назад центровку и изменить углы установки крыльев. Только после этих доработок зимой 1985 г. самолет смог подняться в воздух, демонстрируя все преимущества необычной аэродинамической компоновки. Компактность, малая смачиваемая поверхность и, как следствие, низкое аэродинамическое сопротивление, присущие самолетам такой аэродинамической схемы, позволили на А-8, оснащенном мотором мощностью 35 л. с, добиться максимальной скорости 220 км/ч и скороподъемности 5 м/с. Испытания, проведенные летчиком-испытателем В. Макагоновым, показали, что самолет легок и прост в; управлении, обладает хорошей маневренностью и не срывается в штопор. На тандеме успешно летали его создатели и профессиональные пилоты. Для читателей будет представлять интерес оценка, данная самолету В. Макагоновым:

— При выполнении пробежек на СЛА-84 у А-8 обнаружилась несбалансированность в продольном канале управления, вследствие которой на разбеге развивался значительный пикирующий момент от заднего крыла на скорости, меньшей скорости отрыва. Этот момент невозможно было компенсировать рулем высоты. Пос-ле слета задачу сбалансированного взлета аэропрактовцы решили путем уменьшения угла установки заднего крыла до 0°. Этого оказалось достаточно, чтобы на разбеге при полностью взятой на себя ручке управления скорость подъема хвостового колеса до взлетного положения и скорость отрыва практически совпадали. После отрыва самолет легко балансируется в продольном канале. Тенденции к развороту и кренеиию отсутствуют. Максимальная скороподъемность — 5 м/с получена на скорости 90 км/ч. В горизонтальном полете достигнута максимальная скорость 190 км/ч. Самолет охотно увеличивает скорость до 220 км/ч при незначи-тельном снижении и при выходе в горизонтальный полет долго удерживает ее. Очевидно, при более удачном подборе воздушного винта фиксированного шага скорость может быть и большей. Во всем диапазоне скоростей самолет устойчив и хорошо управляем, перекрестные связи в боко-вой динамике проявляются четко. При полностью выбранной на себя ручке управления и работе двигателя на малом газе на скорости 80 км/ч наблюдается срыв потока на переднем крыле, самолет немного опускает нос с последующим восстановлением обтекания и увеличением тангажа. Процесс повторяется в автоколебательном режиме с частотой 2—3 колебания в секунду с амплитудой 5—10°. Срыв нерезкий, поэтому динамика имеет плавный характер. Тенденций к кренению и развороту при срыве не наблю-дается. Зависимость усилий на ручке и педалях от их хода линейна с максимальными значениями усилий по элеронам и рулю, высоты не более 3 кг и по рулю направления не более 7—8 кг. На самолете применена боковая ручка управления, поэтому расходы ручки невелики. Самолет продемонстрировал хорошую маневренность. На скорости 160 км/ч вираж выполняется с креном 60°, а форсированный вираж со ско-рости 210 км/ч с креном 80°. Кистевое управление, кресло эргономической выгодной формы и отличный с точки зрения обзора фонарь создают достаточно комфортные условия полета.

Накануне СЛА-85 «Аэропракт» в очередной раз закрыли, и все летательные аппараты оказались в опечатанном помещении. Юрию Яковлеву и его друзьям пришлось приложить немало усилий, прежде чем А-8 и другие самолеты клуба были доставлены в Киев. Попав на слет с небольшим опозданием, А-8 сразу же привлек к себе внимание и зрителей, и специалистов, а великолепные полеты В. Макагонова во многом способствовали тому, что тандем стал одним из самых популярных самолетов слета. При подве-дении итогов А-8 признан лучшим эксперимен-тальным самолетом. Его автор был удостоен призов ЦК ВЛКСМ, журнала «Техника — молодежи» и ЦАГИ. По рекомендации технической комиссии слета решением Минавиапрома А-8 передан в ЦАГИ для продувок в аэродинами-ческой трубе, а затем в Летно-испытательный институт для более детальных исследований в полете. Главным же призом для Юрия Яковлева, конечно, стало приглашение работать в ОКБ имени О. К. Антонова.

А-8 изготовлен целиком нз пластиков. Перед-нее и заднее однолонжеронные крылья имеют примерно одинаковую конструкцию. Крылья сде-ланы отъемными, но разъемов по размаху не имеют. При стыковке крылья вкладываются в специальные вырезы фюзеляжа. Переднее крыло снабжено аэродинамическим профилем RAF-32 н установлено под углом +3°, заднее с профилем «Вортман» FX-60-126 установлено с углом 0°.

Лонжероны крыльев имеют стенку, изготовлен-ную из стеклоткани, и полки, выложенные из углеволокна. Обшивка крыльев трехслойная {стеклоткань — пенопласт — стеклоткань). При выклейке деталей и сборке агрегатов планера А-8 использованы различные эпоксидные клеи, в основном К-153.

Фюзеляж типа полумонокок также имеет трех-слойную пластиковую конструкцию. Он выклеен зацело с килем. Шассн состоит из двух колес от карта размером 300х100 мм, установленных в специальных обтекателях на концах переднего крыла, и стеклопластнкового рессорного костыля с управляемым хвостовым колесом размером 140х60 мм. Главные колеса снабжены механи-ческими тормозами. Роль амортизатора шасси выполняет само довольно упругое переднее крыло. В систему управления самолета входят: закрылок на переднем крыле, выполняющий функции руля высоты, элероны на заднем крыле и руль направления. Привод управления элеро-нами и рулем высоты выведен на боковую ручку с малыми ходами, при этом ручка летчика в по-лете лежит на специальном подлокотнике. Таким образом практически реализован принцип кисте-вого управления. Боковая ручка управления А-8 на слете получила высокую оценку всех пилотов.

На А-8 использован двигатель РМЗ-640 от снегохода «Буран». Мотор развивает мощность 35 л. с. при 5000 об/мин. Воздушный винт имеет диаметр 1,1 м и шаг 0,7 м. Максимальная стати-ческая тяга винта — 65 кг. Бензобак расположен в носовой части фюзеляжа под ногами пилота. Мотор рассчитан на использование бензина А-76.

Единственный вопрос меня больше всего беспокоит после прочитанного:
Какова была дальнейшая судьба самолета А-8?
Куда же исчез самолет А-8 из ассортимента производства на нынешнем "Аэропракте"?