- 1 -

הצגת פרוייקט גמר

EWAL UAV 2000

Electronic Warfare

Air Launched

Unmanned Aerial Vehicle

- 2 -

:מפרט טכני

)F-16(חיבור למטוס נושא

טים”מזל 10חיבור של •

סטנדרטיים 14“י טפסים ”חיבור ע•

MIL-STD מרזי כובד בהתאם לדרישות•

MIL-STD מרווחי תלייה ומרווחי קרקע בהתאם לדרישות•

מערכת בקרה

יכולת טיסה אוטונומית עם מסלול מתוכנת מראש•

שניות 30תכנות המסלול תוך •

דקות 30שהיה באוויר •

נתוני טיסה

רגל 10000-30000: גובה טיסה•

Mach 0.95עד : מהירות שיגור•

- 3 -

יכולת תמרון

מיילים ימיים 1-4לאורך 600, 450, 300פניות של :מהלך תמרון מתוכנת•

שניות 12,60,120,180,240,300,360,420: זמני תמרון•

מיילים ימיים ללא תמרון 76טווח מרבי של •

מ”מכ הגברת חתימת

דימוי למטוס אמיתי -פסיבית \הגברת חתימה אקטיבית

משקל

100[lb]

תחזוקה

שניות 15בדיקת תקינות תוך

יכולת נחיתה

אין

מחיר מטרה

ליחידה בייצור סידרתי 20000$

- 4 -

סקר תצורות וקביעת תצורה

- 5 -

TELEDYNE-RYAN MALD Miniature Air-Launched Decoy

Northrop-Grumman FireBee(BQM324)

- 6 -

DORNIER - DAR

Ground Launched Target Engagement UAV

IMI - SAMSON

Air-Launched Decoy

LUNA - 2000

Close - Range Battlefield UAV

Northrop-Grumman BQM-74

- 7 -

שונים טים”השוואת מזל

- 8 -

מגבלות של ממדים במצב תלייה על , משיקולי פשטות הייצור :מטוס נושא נקבעה צורה גיאומטרית הבאה

גוף גלילי•

כנפיים מתקפלות לתוך הגוף•

”+“ זנב בצורת•

מנוע בעל כונס מתחת לגוף•

לאחר סקירת נתונים אווירודינמיים נבחרו :פרופילים

NACA631412 :פרופיל הכנף•

NACA0012 :פרופיל משטחי זנב•

- 9 -

NACA631412 :פרופיל הכנף

- 10 -

”+“זנב בצורת

- 11 -

מבט מקדימה

- 12 -

מבט צד

- 13 -

מבט על

- 14 -

Isometric image :^)

- 15 -

חישוב מרכז כובדC. G. Calculation

# Name Mass, kg Location, mm Moment

1 Payload Nose 1.3 350 455

Luneberg Lens 1.3

2 Avionics Bay 4.8 525 2520

Autopilot MP2000 0.4

Yaw Rate Gyro 0.5

GPS 0.9

Accumulator 2

Electric System 1

3 Fuel Tank 17.1 1250 21375

Fuel Tank 17.1

4 Propulsion Module 3.6 1980 7128

Engine 3.6

5 Tail System 1.9 2200 4180

Horizontal Stabilizer Servo 0.2

Vertical Stabilizer Servo 0.2

Tail 1.5

6 Wings System 5.4 1380 7452

Wings 4.4

Folding Mechanism 1

7 Body 4.3 1150 4945

8 Reserve 4.1 1150 4715

Total 42.5 54135

(93.7 lb)

C. G. 1200.3

a.c. 1225

- 16 -

התקנת מערכות

- 17 -

תיאור של אופן חיבור הכנף

- 18 -

השוואה בין שתי אופציות חיבור כנף

:המטרות העיקריות בניתוח שתי האופציות לפתיחת כנף הייתה

מ”מ 375 -קיום אילוץ של סגירת כנפיים עד ל • (מרחק בין שתי הנקודות הרחוקות)

בדיקה איזו אופציה נוחה יותר לתיכון ולייצור •

חיבור חד צירי

חיבור דו צירי

- 19 -

חיבור דו- צירי

חיזוקים

חיבור חד צירי

- 20 -

אחרי מספר שלבי תכן הראשוני נקבע כי סגירת הכנפיים על ציר אחד המשותף לשני הכנפיים הינה יותר

:קשה לביצוע מעשי ממספר בחינות

מסובך ויקר, יהיה בעייתי( כנף מזלג)תיכון ראשוני הוכיח כי ייצור של כנף השניה •

קיים חשש לכשל החומר ממנו עשויים הכנפיים( אפילו שהן לא פינות חדות)עקב ריבוי פינות •

(2024אלומיניום )

דבר אשר גם, ולפי כך הגדלת קדח מעבר הציר( מבחינת הקוטר)צורך הכנסת ציר סיבוב גדול יותר •

יכול להביא לכשל החומר ממנו עשויים הכנפיים

(.מצב טרום שיגור)תוך כדי תכן ראשוני של מנגנון נעילת הכנפיים במצב סגור •

.התברר כי עבור תצורה זו קשה מאוד לתכנן את המנגנון מכיוון שכמעט אין שטחים אופקיים ישרים

לאור כל האמור לעיל החלטנו כי האופציה של חיבור הכנפיים על שני צירים היא עדיפה יותר מכל

.הבחינות אשר נבחנו

סיכום

- 21 -

(צירי-חיבור דו)תאור מפורט של חיבור כנפיים

- 22 -

- 23 -

חיבור דו צירי -חישוב עומסי חיבור הכנף

506.24 40

f

R1

R2

תרשים -תצורת הכנף סכמטי

:הנחות

לצורך החישובים נעשתה הדמיה של כנף לקורה מלבנית •

מ מנקודת חיבור”מ 546.24מ ואורך של ”מ 100ממוצע של מית כנף משוכה לאחור נדמתה לכנף רגילה בעלת •

אורך הציר צדיה מ והכנף יושבת במרכזו כך שמשני”מ 76באורך של הינו ציר סיבוב שעליו מתחברת הכנף •

מ”מ 30הינו

מ”מ 5 -שווים בערכן ופעולים לאורך ציר החיבור מקצהו עד ל, שתי כוחות ריאקציה הם כוחות מפולגים • מהכנף עצמה

- 24 -

:(הנחות ייסוד)הנחות נוספות

החלקה מיסבי הם המיסבים כל •

הינו מאמץ כניעה של החומר : PH 15-5 ציר הכנף עשוי מחומר •

הינו מאמץ כניעה של החומר : SAE 4340 תושבת הציר עשויה מחומר •

ציר החיבור והכנף מהווים גוף אינטגרלי •

:אופן חיבור הציר לתושבת הציר ניתן לראות בתרשים הבא

25

תרשים -אופן חיבור ציר החיבור לתושבת הציר סכמטי

A

A מבט

]/[10110 26 mNt

]/[10855 26 mNt

- 25 -

ונמצא Matlab נעשה על ידי תוכנת f=50 lbf חישוב מומנט הפועל על שורש הכנף עקב הפעלת כוח מפולג של . n=6 כאשר ספרת העומס היא ,M=391.16 Ntm הינו כי המומנט המקסימלי הפועל בשורש הכנף

:את פילוג המומנטים לאורך הכנף בספרות עומס שונות ניתן לראות בתרשימים הבאים

- 26 -

- 27 -

5.172

16.391

05.17)(

0

1121

211

MNtmMRR

RRM

MO

. R2 או R1 עד לנקודת ריכוז כוח ריאקציה מפולג O מרחק מנקודה הינו 17.5הערך

:אחרי הצבת כל הפרמטרים מקבלים כי

][176.1121 KNtRR

נמצא כי (שורש הכנף) O י סיכום כל המומנטים הפועלים על שורש סביב נקודה”לפי כך ע :ריאקציות הן

- 28 -

ניתן להניח כי לא תהיה גזירת ( מ”מ 5)מרווח קטן הינו בין תושבת הציר לבין הכנף עצמה והמחרק מכיווןלהבא מובא חישוב המוכיח כי אין מעיכה . אבל לעומת זאת קיים חשש כי תהיה מעיכה של ציר החיבור. הציר

:בקטע הציר הנמצא בתוך התושבת

שטח המעיכה

][110

][352.2202.0025.0

1

MPaP

MPaR

A

FP

מעיכה

מעיכה

דיפורמצית לפי חישוב זה ניתן לראות כי ציר החיבור לא עובר .מעיכה עקב כוח הפועל עליו

! מתאימים המימדים גם החומר וגם: המסקנה מכך היא

בנוסף צריך לציין כי תושבת הציר לא נמעכת גם היא מכיוון שמאמץ הכניעה של החומר ממנו היא עשויה גדול יותר מאשר מאמץ כניעה

של חומר ממנו עשויה ציר החיבור ונוסף שטח הפעולה וכוח המופעל .נשארים ללא שינוי

- 29 -

חישוב פילוג כוח הגרר הפועל על הכנף

NACA 631-412 - פרופיל הכנף

:הנחות ייסוד

מעלות 5א אין מהירות זוויתית וזווית התחלתית הינה ”ז, במצב התחלתי הכנף נמצאת באפס תזוזה •

תאוצה זוויתית הינה קבועה עם הזמן•

BtAt

At

21.0

1.0

1.0

מעלות 5 -שווה ל B -ו( אין מהירות זוויתית התחלתית) 0 -שווה ל A אחרי הצבת כל תנאי הגבול מקבלים כי :ומכאן מתקבלת תוצאה הבאה( זווית הכנפיים במצב סגור)

180

45

180

51.01.0 22

tinitialtfinal

- 30 -

:רישום סופי של הפתרון נותן

[sec]64.21.0

180545

1.0

initialfinal

t

לכן צריך . ניתן לראות לפי התוצאה המתקבלת כי עבור תאוצה הזווית הנוכחית הזמן המתקבל הוא גדול מדי .להגדיל את התאוצה הזוויתית

[ 2שניה/רדיאן] 3על התהליך המובא מעלה התקבל כי עבור תאוצה זוויתית של איטרציות על ידי ביצוע מספר .שזה זמן המתאים עבור הצרכים שלנו, [שניה] 0.4824מקבלים כי הכנפיים ייפתחו תוך

- 31 -

במצב הזה כאשר ידוע זמן פתיחת הכנפיים וגם תאוצת פתיחתן ניתן לבצע חישוב של כוח הגרר המתפתח :והתוצאה המתקבלת היא Matlab חישוב זה נעשה בעזרת תוכנת. לאורך הכנף

- 32 -

מנגנון קיפול כנפיים

:דרישות

פתיחת הכנף תוך זמן קצר •

מנגנון פתיחה פשוט לייצור ולתחזוקה•

Off the shelf כל חלקי המנגנון הם חלקי •

A תצורה

C תצורה

B תצורה

- 33 -

חישוב כוח הקפיץ לפתיחת הכנף ממצב סגור למצב פתוח

:חישוב כוח הקפיץ נעשה דרך ניתוח משוואה הבאה

OMI

:כאשר

I - מומנט אינרציה של הכנף סביב נקודת סיבוב

(2שניה/רדיאן 3)תאוצה זוויתית של פתיחת הכנף -

סכום המומנטים סביב נקודת סיבוב הכנף -

OM

- 34 -

X

Y

Z

L

a

b

:כאשר

16.97 - a [מ”מ]

100 - b [מ”מ]

462.9 - L [מ”מ]

22 412

1LamI xx

- 35 -

D

F

O

y

x

x

yDragIF

yDragxFI

MI O

:כאשר

F - כוח הקפיץ

x - ([מ”מ] 38.56= נתון גיאומטרי )מרחק עד להפעלת כוח הקפיץ

D - כוח הגרר

y - (נתון מחושב לפי ריכוז כוח הגרר המפולג)מרחק עד להפעלת כוח הגרר

- 36 -

- 37 -

פילוג טרפזי ולכן כדי למצוא את מיקום הפעלת הכוח צריך למצוא את הינו כפי שניתן לראות פילוג כוח הגרר .מרכז המסה של טרפז

:חישוב של נקודה זו נעשה לפי

X

X

Xc = 1/3 L Xc = ½ L

+

trianglegularrec

trianglectrianglegularreccgularrec

i

ici

cAA

xAxA

A

xAX

tan

,tan,tan,

- 38 -

- 39 -

- 40 -

התאמת קפיצים הקיימים למשימה :לפי סקר הנעשה על הקפיצים הקיימים בשוק נמצא כי הקפיץ אשר יתאים למשימה הוא

(SPEC - Springs and Spring Washers Straight from Stock ממצא קטלוג של)

Associated Spring - Barnes GROUP :תוצרת

T32800 :מספר קטלוגי

Music Wire DIN 17223 :חומר

(קוטר חיצוני) D0 = 16 [mm] :פרמטרים

[d = 3.2 [mm (החוט קוטר)

[P/f = 20.4 [Nt/m (מקדם הקשיחות)

[L0 = 98.6 [mm (אורך נומינלי)

[L1 = 119.9 [mm (אורך מתיחה מקסימלי)

[P1 = 510 [Nt (ב עומס מקסימלי- L1)

T42800 :מספר קטלוגי

Stainless Steel DIN 17224 :חומר

(L1 -עומס מקסימלי ב) P1 = 428.98 [Nt] :נתונים

[P/f = 17 [Nt/m (מקדם קשיחות)

.היא מערכת העדיפה משלושת המערכות B המסקנה מששת הגרפים הקודמים היא שמערכת

מסקנה

- 41 -

ניתוח מבנה

- 42 -

בשתי ט נותח מבחינת חוזק”מבנה המזל

:שיטות

מבנה הכנף נבדק בעזרת אלמנטים סופיים•

מבנה הגוף נבדק באופן אנליטי•

- 43 -

ניתוח מבנה בעזרת אלמנטים סופיים

- 44 -

תרשים זרימה של שיטת אלמנטים סופיים

- 45 -

][mmשקיעת הכנף

- 46 -

[kgf/m2] מאמצים ראשיים מקסימליים

- 47 -

[kgf/m2] מאמצים ראשיים מקסימליים

[kgf/m2] מאמצים ראשיים מינימליים

- 48 -

[kgf/m2] מאמצים ראשיים מינימליים

Von Misses מאמצי

- 49 -

Von Misses מאמצי

- 50 -

בחירת מנוע

- 51 -

תרשים זרימה של תהליך בחירת המנוע

- 52 -

Diameter Length Weight RPM Thrust

Fuel mass

needed for

40 min

Price

134.62 [mm] 302.895 [mm] 3.402 [kg] 126000 45 [lb] 19.572 [kg] 7500$

45-SWB

D iameter Length Weight RPM Thrust

Fuel mass

needed for

40 min

Price

130 [mm] 270 [mm] 2.4 [kg] 110000

42 [lb]

@ 110000

rpm

18.4 [kg]

@ 42 lb thrust

5330

Euro

Diameter Length Weight RPM Thrust

Fuel mass

needed for

40 min

Price

102 [mm] 288 [mm] 3.2 [kg] 50 [lb]

22.68 [kg]

@ 50 lb

thrust

Olympus

50-TJ

- 53 -

45-SWB Olympus

מסקנה

Olympus ט הוא”אחרי סקר מחירי השוק של שלושת המנועים נקבע כי המנוע אשר יניע את המזל

- 54 -

מערכת בקרה

- 55 -

GPSסקר מערכות

- 56 -

MP-2000: Full Feature Autopilot

- 57 -

:דיאגרמת בלוקים

elevator rudder

throttle

- 58 -

תאור כללי:

mm 24\76\109: ממדים קטנים •

.400gr: משקל נמוך •

5000$: מחיר נמוך •

ט"מערכת מתאימה לייצוב והנחיה של כל מזל •

RF Modem י"כיוונית ע-תקשורת דו •

- 59 -

:תאור טכני

מערכת אוטונומית לחלוטין•

יכולת סימולציה בעזרת המחשב•

:מאפשר הזנת נתונים לפני המראה PCחיבור למחשב •

מסלול-נתוני טיסה. 1

תכנות הזנה של הגברי הבקרה לביצועים אופטימליים. 2

68332: מעבד מהיר•

INSמשולב עם GPSמערכת משתמשת ב •

- 60 -

(:המשך )תאור טכני

חיבור למערכת הסרוו המתאימה לצורך • העברת פקודות להגברים

יכולת בקרה קרקעית•

מערכות בקרה עיקריות:•

שמירת מהירות. 1

שמירת גובה. 2

( F-16דימוי למטוס ) תאום בפניה . 3

- 61 -

תכנון והזנה של הגברי הבקרה לביצועים אופטימליים

ראשית מתכננים את כל ההגברים בעזרת • סימולצית מחשב

כאשר השליטה , לאחר מכן מבצעים ניסויי טיסה• RC ט נעשית מהקרקע בעזרת "על המזל

Receiver

ט "הגברים מתואמים עד לקבלת התנהגות המזל• הרצויה

- 62 -

:הסדר המומלץ לתכנון הגברי המחשב

גלגול וזווית החלקה , שמירה על זווית עלרוד• הרצויות

שמירת מהירות וכיוון•

כולל בקרת מצערת, שמירת גובה•

כולל בקרת מצערת, שמירת מהירות•

שמירה על גובה בגבהים נמוכים•

- 63 -

:פקודות טיסה ומסלול

בתוך מחשב האוטופילוט מתוכנתות פקודות לתוכן מוזנים פרמטרי ט מבצע "ומזל( עבור כל פקודה פרמטרים שונים)טיסה נדרשים

:אותן אוטומטית

1 . climb altitude

בדחף מלא ומהירות ( פרמטר)הפקודה מבצעת טיפוס לגובה הרצוי .הטיפוס מתבצע תוך שמירה על כיוון. טיפוס מיטבית

2 . waitClimb

.הפקודה שממשיכה את הטיפוס עד להגעה לגובה דרוש

- 64 -

(:המשך)פקודות טיסה ומסלול

3 .pClimb altitude

הפקודה מבצעת טיפוס לגובה רצוי בדחף מלא ובזווית טיפוס אך שומר על כנפיים , ט לא שומר על כיוון"המזל. מיטבית

.אופקיות

4 .Approach origin, destination

עד (origin) נמצא הוא בה מנקודה המטוס את מטיסה זו פקודה

לקו להיצמד מנסה ט"המזל כאשר ,(destination) יעד לנקודת

.הנקודות שתי את המחבר

- 65 -

(:המשך)פקודות טיסה ומסלול

5 .fromTo origin, destination

ט טס תוך הצמדות לקו המחבר את נקודות היציאה והיעד "המזל .מהירות וכיוון, תוך שמירה על גובה

6 .flyLow

המטיסה את ( קביעת הגברים)פקודה זו היא רק לצורך ניסוי .תוך שמירה על כיוון ft 8המטוס בגובה

7. flyTo waypoint

טס לכיוון מסוים תוך שמירה על גובה ומהירות עד לקבלת פקודה .אחרת

- 66 -

(:המשך)פקודות טיסה ומסלול

8.waitFrom

.עד להשגת יעד fromToהפקודה ממשיכה את הפקודה

9 .Turn direction, right

הפניה היא לכיוון , חיובי rightאם , ט מבצע פניה לכיוון רצוי"המזל . הפניה היא שמאלה, שלילי rightימין ואם

- 67 -

:מדידים .INSמשולב GPSט שלנו משתמשים במערכת "במזל•

INS : במקרה שלנו היא מערכת , מערכת ניווט אינרציאליתstrapdown ,מטריצת הטרנספורמציה . א כל המדידים רתומים לציר גוף המטוס"ז

י פתרון משוואה דיפרנציאלית "מצירי הגוף לצירים אינרציאליים מחושבת ע .בעזרת מחשב

INS אבל עם הזמן מתפתחות , נותנת תוצאות טובות מאוד לטווח קצר .במדידים biasשגיאות גדולות עקב

GPS : מערכת הימצאות עולמית הנותנת לנו את מיקומינו במרחב ואת (לא נותנת מצב זוויתי.)המהירות

י "ע. אך רועשות מדי בטווח קצר, הן טובות לטווח ארוך, GPSהמדידות של ט בדיוק "שילוב של שתי המערכות אנו מקבלים את וקטור המצב של המזל

.טוב

- 68 -

:servosבחירת קונפיגורצית

קיימים ארבעה קונפיגורציות שונות למערכת MP2000במערכת • : הסרוו לצורות שונות של היגוי הכלי הטייס

1 .no flaps

2 .combined flaperons

3 .separate flaperons

4 .elevons

- 69 -

:servosבחירת קונפיגורצית Servo normal separate

flaps

combined

flaperons

separate

flaperons

elevons

S1 ailerons

ailerons

left aileron

left aileron

left elevon

S2 elevator

or left V

tail

elevator or

left V tail

elevator or

left V tail

elevator or

left V tail

right

elevon

S3 rudder,

right V tail,

or

left split

rudder

rudder,

right V tail, or

left split

rudder

rudder,

right V tail, or

left split

rudder

rudder,

right V tail, or

left split

rudder

Upper

rudder

S4 throttle throttle throttle throttle throttle

S5

right flap

S6

right

aileron

right

aileron

S7

flaps

left flap

S8 right split

rudder

right split

rudder

right split

rudder

right split

rudder

down

rudder

- 70 -

מציאת פרמטרים

אווירודינמיים

- 71 -

:מטרה

נגזרות אווירודינמיות לצורך תכנונן מצאית

מערכת הבקרה

:אמצעים

ניסויי מנהרה על דגם מוקטן •

CFD ניתוח •

- 72 -

CFD ניתוח אווירודינמי באמצעות

- 73 -

רשת חישובית

יצרנו רשת חישובית עבור כל אלמנט של

:ט להוציא אזור הכונס”המזל

רשתות היפרבוליות

”C“ רשתות של כנף ומשטחי זנב מסוג

- 74 -

ט”גוף המזל -רשת חישובית

- 75 -

כנף -רשת חישובית

- 76 -

זנב -רשת חישובית

- 77 -

שיטת פתרון

בגלל הרשת הגסה נפתור זרימה מיוצגת

.באמצעות משוואות אויילר

- 78 -

כנף -רשת של אזור החיבור גוף

- 79 -

לחץ מנורמל-=6.0M ,פתרון ב, כנף -אזור החיבור גוף

- 80 -

M=0.6 ,40פזור לחצים בזווית התקפה

- 81 -

M=0.6 ,40שדה מהירויות בזווית התקפה

- 82 -

ם”מערך שח

- 83 -

- 84 -

:מטרות

F-16 -ט לערכים של ה”ם של המזל”להגדיל את השח•

ט נתרכז בתחומי ”בשל אופיו הצבאי של המזל • :התדרים

S-Band 2GHz - 4GHz

X-Band 8GHz - 12.5GHz

מותאמים לגיאומטריות ,על ההתקנים להיות פסיביים •, פשוטים להרכבה והחלפה, אמינים,זולים ,ט ”המזל

.במידת האפשר” היישר מהמדף”ו

- 85 -

Lens Reflector

- 86 -

Retro-reflector circuit

.רכיבים ללא הספק חיצוני•

.לאורך הכנפיים:מיקום •

:ממדים•

500mm * 70mm * 2mm

- 87 -

מבט צד -ם ”הכנף עם תא לאחסנת כרטיס מגביר שח

- 88 -

מבט איזומטרי -ם ”הכנף עם תא לאחסנת כרטיס מגביר שח

- 89 -

מבט איזומטרי -כיסויי הכנף

- 90 -

RCS Layout

- 91 -

ניתוח עלויות

- 92 -

Cost (in millions $)

עלות הנדסה 1.34

עלות בקרת איכות 0.04

עלות הכנת ייצור מטוסי ניסוי 0.214

עלות עבודה בבניית מטוסי ניסוי 0.166

עלות ייצור החלקים הנדרשים במהלך הפיתוח 0.953

עלות ניסויי טיסה 10.64

כ"סה 13.353

IV-DAPCAניתוח עלויות בשיטת

- 93 -

( $ ) עלות כוללת

4356000

תכנון המטוס

עלות שעות ההנדסה 3600000

הוצאות מנהליות 90000

וכו, תקשורת, הוצאות שכירות 120000 '

עלות החלקים הנדרשים במהלך הפיתוח 150000

צפויות-הוצאות בלתי 396000

250000

בנית מטוס אב טיפוס

עלות מבנה והרכבה 100000

עלות מערכות ואינטגרציה 150000

3550000

ניסויי טיסה

(non-recurring) עלות פיתוח

קיים ניסיון על סמך ניתוח עלויות

- 94 -

(10)עלות בניית מטוסי ניסוי 1100000

עלות שעות טיסה 300000

עלות המכשור הדרוש לניסויים 450000

'וכו, טכנאים, מהנדסי ניסוי, עלות עבודה של טייסים 750000

ניתוח והפקת לקחים להמשך ניסויים, עלות פענוח 950000

830000

ניסויי קרקע

(2)עלות בניית מטוסים לניסויי מבנה 200000

עלות בניית מתקני עזר לניסוי 250000

עלות המכשור הדרוש לניסויים 180000

עלות שעות עבודה של צוות ניסוי 200000

בקרת איכות המטוס

עלות צוות בקרת איכות המטוס 307800

9293800

כ עלות פיתוח המטוס"סה

- 95 -

UAV Systems Installation & Integration

1 Nose Cone 800

500 1300

Luneberg Lens

1

Radome

Van Ata Antenna System

1

2 Avionics Bay 6500

1500 8000

Sys40 Computer

1

Turn Coordinator

1

Roll Servo

1

GPS

1

Accumulator

1

Electric System

1

3 Fuel Tank 500

200 700

Fuel Tank

1

Fuel System

1

4 Propulsion Module 6000

300 6300

Engine SWB-45

1

5

Wings System 120

50 170

Folding Mechanism

1

6 Reserve 1500

1500

Total 20000

20000

Name Unit Cost Q-ty Installation Total Cost

עלויות ייצור

- 96 -

TOTAL DEVELOPMENT COST (Non Recurring)

9293800 $

PRODUCTION COST (Recurring)

20000 $

UNIT COST PER QUANTITY.

20

484690.0 $

50

205876.0 $

100

112938.0 $

200

66469.0 $

500

38587.6 $

1000

29293.8 $

2000

24646.9 $

5000

21858.8 $

10000

20929.4 $

עלות מטוס בודד כפונקציה של כמות

ייצור

- 97 -

- 98 -

חיבור למטוס נושא ומרווחי

קרקע

- 99 -

TERחיבור

- 100 -

טים על מטוס נושא”המזל שיטת תליית

- 101 -

טים על מטוס נושא”המזל שיטת תליית

- 102 -

מבט מקדימה -מרווחי קרקע

- 103 -

מבט צד -מרווחי קרקע

- 104 -

- 105 -

סטטוס נוכחי של הפרוייקט

)F-16(חיבור למטוס נושא

(נקודות תלייה 4ב TERs 3) טים”מזל 12חיבור של - טים”מזל 10חיבור של •

V - סטנדרטיים 14“י טפסים ”חיבור ע•

V - MIL-STD מרזי כובד בהתאם לדרישות•

V - MIL-STD מרווחי תלייה ומרווחי קרקע בהתאם לדרישות•

מערכת בקרה

בהינתן מקדמים , קימת מערכת מוכנה -יכולת טיסה אוטונומית עם מסלול מתוכנת מראש • אווירודינמיים של המטוס ניתן להציבם ולתכנת אותה לקבלת ביצועים נדרשים

שניות 30תכנות המסלול תוך •

דקות 30שהיה באוויר •

נתוני טיסה

רגל 10000-30000: גובה טיסה•

Mach 0.95עד : מהירות שיגור•

- 106 -

יכולת תמרון

V - מיילים ימיים 1-4לאורך 600, 450, 300פניות של :מהלך תמרון מתוכנת•

V - שניות 12,60,120,180,240,300,360,420: זמני תמרון•

מיילים ימיים ללא תמרון 76טווח מרבי של •

מ”מכ הגברת חתימת

V - דימוי למטוס אמיתי -פסיבית \הגברת חתימה אקטיבית

משקל

100[lb]

תחזוקה

שניות 15בדיקת תקינות תוך

יכולת נחיתה

אין

מחיר מטרה

נראה ריאלי מאוד$ 25000לאור ניתוח עלויות בשלב זה מחיר של -ליחידה בייצור סידרתי 20000$

- 107 -

-:אנו אסירי תודה ל

CFD-על תוכניות בהם התבצעו חישובי ה - יובל לוי’ דר

על הדרכה ועזרה בנושא יצירת הרשת - יוסף-מר יאיר מור

על עזרה בהבנת ניתוח משוואת תנועת הכנף - ’אברמוביץ חיים’ דר

NASTRAN על הדרכה ועזרה בנושא אלמנטים סופיים ותוכנת - תמורז שבתאי

- 108 -

מר דרור ארצי :מנחה

:השתתפו

איליה בליצקי

אנטולי בקשי

אור דורי-בר

מקסים וולדמן

ורונו מיכאל

יעקב מינדלי

מנוב יבגני

עבדלחאק באסיל

פרומנוב ליאוניד

איליה קריקון

ולדיסלב’ רמקוביץ

זאב שויחט