- 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