ללא כותרת שקופית

הצגת פרוייקט גמר EWAL UAV 2000 Electronic Warfare Air Launched Unmanned Aerial Vehicle -1-

מפרט טכני: -2- חיבור למטוס נושא( F-16 ) חיבור של 10 מזל טים חיבור ע י טפסים 14 סטנדרטיים מרזי כובד בהתאם לדרישותMIL-STD מרווחי תלייה ומרווחי קרקע בהתאם לדרישותMIL-STD מערכת בקרה יכולת טיסה אוטונומית עם מסלול מתוכנת מראש תכנות המסלול תוך 30 שניות שהיה באוויר 30 דקות נתוני טיסה גובה טיסה: 10000-30000 רגל מהירות שיגור: עד Mach0.95

-3- יכולת תמרון מהלך תמרון מתוכנת :פניות של 60 0 45, 0 30, 0 לאורך 1-4 מיילים ימיים זמני תמרון: 12,60,120,180,240,300,360,420 שניות טווח מרבי של 76 מיילים ימיים ללא תמרון הגברת חתימת מכ מ הגברת חתימה אקטיבית\פסיבית - דימוי למטוס אמיתי משקל 100[lb] תחזוקה בדיקת תקינות תוך 15 שניות יכולת נחיתה אין מחיר מטרה 20000$ ליחידה בייצור סידרתי

סקר תצורות וקביעת תצורה -4-

TELEDYNE-RYAN MALD Miniature Air-Launched Decoy Northrop-Grumman FireBee(BQM324) -5-

DORNIER - DAR Ground Launched Target Engagement UAV Northrop-Grumman BQM-74 LUNA - 2000 Close - Range Battlefield UAV IMI - SAMSON Air-Launched Decoy -6-

-7- השוואת מזל טים שונים

משיקולי פשטות הייצור, מגבלות של ממדים במצב תלייה על 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: פרופיל הכנף 412 : NACA63 1 פרופיל משטחי זנבNACA0012 : -8-

פרופיל הכנף 412 : NACA63 1-9-

-10- זנב בצורת +

-11- מבט מקדימה

-12- מבט צד

-13- מבט על

Isometric image :^) -14-

חישוב מרכז כובד C. 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. 1225-15-

-16- התקנת מערכות

תיאור של אופן חיבור הכנף -17-

השוואה בין שתי אופציות חיבור כנף חיבור חד צירי המטרות העיקריות בניתוח שתי האופציות לפתיחת כנף הייתה: קיום אילוץ של סגירת כנפיים עד ל- 375 מ מ מרחק בין שתי הנקודות הרחוקות( בדיקה איזו אופציה נוחה יותר לתיכון ולייצור ( חיבור דו צירי -18-

חיבור דו- צירי חיזוקים חיבור חד צירי -19-

אחרי מספר שלבי תכן הראשוני נקבע כי סגירת הכנפיים על ציר אחד המשותף לשני הכנפיים הינה יותר קשה לביצוע מעשי ממספר בחינות: תיכון ראשוני הוכיח כי ייצור של כנף השניה )כנף מזלג( יהיה בעייתי, מסובך ויקר עקב ריבוי פינות )אפילו שהן לא פינות חדות( קיים חשש לכשל החומר ממנו עשויים הכנפיים ( אלומיניום )2024 צורך הכנסת ציר סיבוב גדול יותר )מבחינת הקוטר( ולפי כך הגדלת קדח מעבר הציר, דבר אשר גם יכול להביא לכשל החומר ממנו עשויים הכנפיים תוך כדי תכן ראשוני של מנגנון נעילת הכנפיים במצב סגור )מצב טרום שיגור(. התברר כי עבור תצורה זו קשה מאוד לתכנן את המנגנון מכיוון שכמעט אין שטחים אופקיים ישרים. סיכום לאור כל האמור לעיל החלטנו כי האופציה של חיבור הכנפיים על שני צירים היא עדיפה יותר מכל הבחינות אשר נבחנו. -20-

תאור מפורט של חיבור כנפיים )חיבור דו-צירי( -21-

חישוב עומסי חיבור הכנף - חיבור דו צירי R 1 f R 2 הנחות: 40 506.24-23- סכמטי תצורת הכנף - תרשים לצורך החישובים נעשתה הדמיה של כנף לקורה מלבנית כנף משוכה לאחור נדמתה לכנף רגילה בעלת מית ממוצע של 100 מ מ ואורך של 546.24 מ מ מנקודת חיבור ציר סיבוב שעליו מתחברת הכנף הינו באורך של 76 מ מ והכנף יושבת במרכזו כך שמשני צדיה אורך הציר הינו 30 מ מ שתי כוחות ריאקציה הם כוחות מפולגים, שווים בערכן ופעולים לאורך ציר החיבור מקצהו עד ל- מהכנף עצמה מ מ 5

הנחות נוספות )הנחות ייסוד:( כל המיסבים הם מיסבי החלקה ציר הכנף עשוי מחומר : 15-5 PH מאמץ כניעה של החומר הינו [ Nt / m ] תושבת הציר עשויה מחומר : 4340 SAE מאמץ כניעה של החומר הינו ציר החיבור והכנף מהווים גוף אינטגרלי 855 10 110 10 6 6 [ Nt / m 2 ] 2 אופן חיבור הציר לתושבת הציר ניתן לראות בתרשים הבא: 25 A מבט A סכמטי אופן חיבור ציר החיבור לתושבת הציר - תרשים -24-

חישוב מומנט הפועל על שורש הכנף עקב הפעלת כוח מפולג של 50=f lbf נעשה על ידי תוכנת Matlab כי המומנט המקסימלי הפועל בשורש הכנף הינו Ntm, 391.16=M כאשר ספרת העומס היא. 6=n את פילוג המומנטים לאורך הכנף בספרות עומס שונות ניתן לראות בתרשימים הבאים: ונמצא -25-

לפי כך ע י סיכום כל המומנטים הפועלים על שורש סביב נקודה) O שורש הכנף (נמצא כי ריאקציות הן: M R 1 1 M O ( R R 2 0 1 R M 2 ) 17.5 0 1 391.16Ntm M1 2 17.5 הערך 17.5 הינו מרחק מנקודה O עד לנקודת ריכוז כוח ריאקציה מפולג R 1 או. R2 אחרי הצבת כל הפרמטרים מקבלים כי: R1 R2 11.176 [ KNt] -27-

מכיוון והמחרק בין תושבת הציר לבין הכנף עצמה הינו מרווח קטן ( מ 5 מ( ניתן להניח כי לא תהיה גזירת הציר. אבל לעומת זאת קיים חשש כי תהיה מעיכה של ציר החיבור. להבא מובא חישוב המוכיח כי אין מעיכה בקטע הציר הנמצא בתוך התושבת: מעיכה P F A R1 0.025 0.02 22.352 [ MPa] מעיכה P 110 [ MPa] לפי חישוב זה ניתן לראות כי ציר החיבור לא עובר דיפורמצית מעיכה עקב כוח הפועל עליו. המסקנה מכך היא: גם החומר וגם המימדים מתאימים! 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. שטח המעיכה -28-

חישוב פילוג כוח הגרר הפועל על הכנף פרופיל הכנף 412 - - NACA 63 1 הנחות ייסוד: במצב התחלתי הכנף נמצאת באפס תזוזה, ז א אין מהירות זוויתית וזווית התחלתית הינה 5 מעלות תאוצה זוויתית הינה קבועה עם הזמן 0.1 0.1 t A 0.1 t 2 A t B אחרי הצבת כל תנאי הגבול מקבלים כי A שווה ל- 0 )אין מהירות זוויתית התחלתית( ו B -שווה ל- 5 מעלות )זווית הכנפיים במצב סגור( ומכאן מתקבלת תוצאה הבאה: 5 180 45 180 2 final 0.1 t initial 0.1 t 2-29-

רישום סופי של הפתרון נותן: t final initial 0.1 45 5 180 0.1 2.64 [sec] ניתן לראות לפי התוצאה המתקבלת כי עבור תאוצה הזווית הנוכחית הזמן המתקבל הוא גדול מדי. לכן צריך להגדיל את התאוצה הזוויתית. על ידי ביצוע מספר איטרציות על התהליך המובא מעלה התקבל כי עבור תאוצה זוויתית של 3 ]רדיאן/שניה ] 2 מקבלים כי הכנפיים ייפתחו תוך 0.4824 ]שניה[, שזה זמן המתאים עבור הצרכים שלנו. -30-

-31- במצב הזה כאשר ידוע זמן פתיחת הכנפיים וגם תאוצת פתיחתן ניתן לבצע חישוב של כוח הגרר המתפתח לאורך הכנף. חישוב זה נעשה בעזרת תוכנת Matlab והתוצאה המתקבלת היא:

מנגנון קיפול כנפיים דרישות: פתיחת הכנף תוך זמן קצר מנגנון פתיחה פשוט לייצור ולתחזוקה כל חלקי המנגנון הם חלקיshelf Off the תצורהA תצורהB תצורהC -32-

חישוב כוח הקפיץ לפתיחת הכנף ממצב סגור למצב פתוח חישוב כוח הקפיץ נעשה דרך ניתוח משוואה הבאה: I MO כאשר : - Iמומנט אינרציה של הכנף סביב נקודת סיבוב - תאוצה זוויתית של פתיחת הכנף 3( רדיאן/שניה ) 2 סכום המומנטים סביב נקודת סיבוב הכנף M- O -33-

X Y Z L a b כאשר: [ a - 16.97 מ מ[ [ b - 100 מ מ[ [ L - 462.9 מ מ[ I xx 1 12 m a 2 4L 2-34-

מ] D O y F x I M I F x Drag y I Drag y F x O כאשר: - Fכוח הקפיץ - xמרחק עד להפעלת כוח הקפיץ )נתון גיאומטרי = 38.56 מ([ - Dכוח הגרר - yמרחק עד להפעלת כוח הגרר )נתון מחושב לפי ריכוז כוח הגרר המפולג( -35-

כפי שניתן לראות פילוג כוח הגרר הינו מרכז המסה של טרפז. חישוב של נקודה זו נעשה לפי: X פילוג טרפזי ולכן כדי למצוא את מיקום הפעלת הכוח צריך למצוא את X + X c = ½ L X c = 1/3 L X c A i x A i c, i A rectan gular x A c, rectan gular rectan gular A A triangle triangle x c, triangle -37-

התאמת קפיצים הקיימים למשימה לפי סקר הנעשה על הקפיצים הקיימים בשוק נמצא כי הקפיץ אשר יתאים למשימה הוא: )ממצא קטלוג של( Stock SPEC - Springs and Spring Washers Straight from תוצרת: Associated Spring - Barnes GROUP מספר קטלוגיT32800 : חומר 17223 : Music Wire DIN פרמטרים: מסקנה המסקנה מששת הגרפים הקודמים היא שמערכת B ( [mm D ]קוטר 0 = 16 חיצוני( ( [mm d ]קוטר = 3.2 החוט( ( [Nt/m P/f ]מקדם = 20.4 הקשיחות( ( [mm L ]אורך 0 = 98.6 נומינלי( ( [mm L ]אורך 1 = 119.9 מתיחה מקסימלי( - L 1 מקסימלי ב( P ]עומס 1 = 510 [Nt ( מספר קטלוגיT42800 : חומר 17224 : Stainless Steel DIN נתונים: ( [Nt P ]עומס 1 = 428.98 מקסימלי ב( - L 1 ( [Nt/m P/f ]מקדם = 17 קשיחות( היא מערכת העדיפה משלושת המערכות. -40-

-41- ניתוח מבנה

מבנה המזל ט נותח מבחינת חוזק בשתי שיטות: מבנה הכנף נבדק בעזרת אלמנטים סופיים מבנה הגוף נבדק באופן אנליטי -42-

-43- ניתוח מבנה בעזרת אלמנטים סופיים

-44- תרשים זרימה של שיטת אלמנטים סופיים

-45- שקיעת הכנף[ mm ]

-46- מאמצים ראשיים מקסימליים[ [kgf/m 2

מאמצים ראשיים מקסימליים[ [kgf/m 2 מאמצים ראשיים מינימליים[ [kgf/m 2-47-

מאמצים ראשיים מינימליים[ [kgf/m 2 מאמציMisses Von -48-

מאמציMisses Von -49-

-50- בחירת מנוע

-51- תרשים זרימה של תהליך בחירת המנוע

SWB-45 Diameter Length Weight RPM Thrust Fuel mass needed for Price 40 min 134.62 [mm] 302.895 [mm] 3.402 [kg] 126000 45 [lb] 19.572 [kg] 7500$ Olympus D iameter Length Weight RPM Thrust 130 [mm] 270 [mm] 2.4 [kg] 110000 TJ-50 42 [lb] @ 110000 rpm Diameter Length Weight RPM Thrust 102 [mm] 288 [mm] 3.2 [kg] 50 [lb] Fuel mass needed for 40 min 18.4 [kg] @ 42 lb thrust Fuel mass needed for 40 min 22.68 [kg] @ 50 lb thrust Price 5330 Euro Price -52-

SWB-45 Olympus מסקנה אחרי סקר מחירי השוק של שלושת המנועים נקבע כי המנוע אשר יניע את המזל ט הואOlympus -53-

-54- מערכת בקרה

-55- סקר מערכות GPS

MP-2000: Full Feature Autopilot -56-

דיאגרמת בלוקים: elevator rudder throttle -57-

תאור כללי: ממדים קטנים: 109\76\24 mm משקל נמוך:.gr400 מחיר נמוך: $5000 מערכת מתאימה לייצוב והנחיה של כל מזל"ט תקשורת דו-כיוונית ע"י RF Modem -58-

תאור טכני: מערכת אוטונומית לחלוטין יכולת סימולציה בעזרת המחשב חיבור למחשב PC מאפשר הזנת נתונים לפני המראה: 1. נתוני טיסה-מסלול 2. תכנות הזנה של הגברי הבקרה לביצועים אופטימליים מעבד מהיר: 68332 מערכת משתמשת ב GPS משולב עם INS -59-

תאור טכני (: )המשך חיבור למערכת הסרוו המתאימה לצורך העברת פקודות להגברים יכולת בקרה קרקעית :מערכות בקרה עיקריות 1. שמירת מהירות 2. שמירת גובה 3. תאום בפניה ( דימוי למטוס F-16 ) -60-

תכנון והזנה של הגברי הבקרה לביצועים אופטימליים ראשית מתכננים את כל ההגברים בעזרת סימולצית מחשב לאחר מכן מבצעים ניסויי טיסה, כאשר השליטה על המזל"ט נעשית מהקרקע בעזרת RC Receiver הגברים מתואמים עד לקבלת התנהגות המזל"ט הרצויה -61-

הסדר המומלץ לתכנון הגברי המחשב: שמירה על זווית עלרוד, גלגול וזווית החלקה הרצויות שמירת מהירות וכיוון שמירת גובה, כולל בקרת מצערת שמירת מהירות, כולל בקרת מצערת שמירה על גובה בגבהים נמוכים -62-

פקודות טיסה ומסלול: -63- בתוך מחשב האוטופילוט מתוכנתות פקודות לתוכן מוזנים פרמטרי טיסה נדרשים )עבור כל פקודה פרמטרים שונים( ומזל"ט מבצע אותן אוטומטית :. 1 climb altitude הפקודה מבצעת טיפוס לגובה הרצוי )פרמטר( בדחף מלא ומהירות טיפוס מיטבית. הטיפוס מתבצע תוך שמירה על כיוון.. 2 waitclimb הפקודה שממשיכה את הטיפוס עד להגעה לגובה דרוש.

פקודות טיסה ומסלול )המשך(: pclimb altitude.3 הפקודה מבצעת טיפוס לגובה רצוי בדחף מלא ובזווית טיפוס מיטבית. המזל"ט לא שומר על כיוון, אך שומר על כנפיים אופקיות. Approach origin, destination.4 פקודה זו מטיסה את המטוס מנקודה בה הוא נמצא (origin) עד לנקודת יעד (destination), כאשר המזל"ט מנסה להיצמד לקו המחבר את שתי הנקודות. -64-

פקודות טיסה ומסלול )המשך(: fromto origin, destination.5 המזל"ט טס תוך הצמדות לקו המחבר את נקודות היציאה והיעד תוך שמירה על גובה, מהירות וכיוון. flylow.6 פקודה זו היא רק לצורך ניסוי )קביעת הגברים( המטיסה את המטוס בגובה 8 ft תוך שמירה על כיוון. flyto waypoint.7 טס לכיוון מסוים תוך שמירה על גובה ומהירות עד לקבלת פקודה אחרת. -65-

פקודות טיסה ומסלול )המשך(: עד להשגת יעד. waitfrom.8 הפקודה ממשיכה את הפקודה fromto Turn direction, right.9 המזל"ט מבצע פניה לכיוון רצוי, אם right חיובי, הפניה היא לכיוון ימין ואם right שלילי, הפניה היא שמאלה. -66-

מדידים: במזל"ט שלנו משתמשים במערכת GPS משולב.INS,strapdown מערכת ניווט אינרציאלית, במקרה שלנו היא מערכת : INS ז"א כל המדידים רתומים לציר גוף המטוס. מטריצת הטרנספורמציה מצירי הגוף לצירים אינרציאליים מחושבת ע"י פתרון משוואה דיפרנציאלית בעזרת מחשב. INS נותנת תוצאות טובות מאוד לטווח קצר, אבל עם הזמן מתפתחות שגיאות גדולות עקב bias במדידים. : GPS מערכת הימצאות עולמית הנותנת לנו את מיקומינו במרחב ואת המהירות.)לא נותנת מצב זוויתי( המדידות של,GPS הן טובות לטווח ארוך, אך רועשות מדי בטווח קצר. ע"י שילוב של שתי המערכות אנו מקבלים את וקטור המצב של המזל"ט בדיוק טוב. -67-

בחירת קונפיגורצית :servos במערכת MP2000 קיימים ארבעה קונפיגורציות שונות למערכת הסרוו לצורות שונות של היגוי הכלי הטייס: no flaps combined flaperons separate flaperons.1.2.3 elevons.4-68-

בחירת קונפיגורצית :servos Servo normal separate flaps combined flaperons separate flaperons elevons S1 ailerons ailerons left aileron left aileron left elevon S2 S3 elevator or left V tail rudder, right V tail, or left split rudder elevator or left V tail rudder, right V tail, or left split rudder elevator or left V tail rudder, right V tail, or left split rudder elevator or left V tail rudder, right V tail, or left split rudder right elevon Upper rudder S4 throttle throttle throttle throttle throttle S5 S6 right aileron right flap right aileron S7 flaps left flap S8 right split rudder right split rudder right split rudder right split rudder down rudder -69-

מציאת פרמטרים אווירודינמיים -70-

:מטרה נגזרות אווירודינמיות לצורך תכנונן מצאית מערכת הבקרה אמצעים: ניסויי מנהרה על דגם מוקטן ניתוחCFD -71-

-72- ניתוח אווירודינמי באמצעותCFD

רשת חישובית יצרנו רשת חישובית עבור כל אלמנט של המזל ט להוציא אזור הכונס: רשתות היפרבוליות רשתות של כנף ומשטחי זנב מסוג C -73-

רשת חישובית - גוף המזל ט -74-

רשת חישובית - כנף -75-

רשת חישובית - זנב -76-

שיטת פתרון בגלל הרשת הגסה נפתור זרימה מיוצגת באמצעות משוואות אויילר. -77-

רשת של אזור החיבור גוף - כנף -78-

אזור החיבור גוף - כנף, פתרון ב, M=0.6 -לחץ מנורמל -79-

פזור לחצים בזווית התקפה 0.6=M 4 0, -80-

שדה מהירויות בזווית התקפה 0.6=M 4 0, -81-

מערך שח ם -82-

מטרות: להגדיל את השח ם של המזל ט לערכים של ה- 16-F בשל אופיו הצבאי של המזל ט נתרכז בתחומי התדרים: S-Band 2GHz - 4GHz X-Band 8GHz - 12.5GHz על ההתקנים להיות פסיביים,מותאמים לגיאומטריות המזל ט,זולים,אמינים, פשוטים להרכבה והחלפה, ו היישר מהמדף במידת האפשר. -84-

Lens Reflector -85-

Retro-reflector circuit רכיבים ללא הספק חיצוני. מיקום :לאורך הכנפיים. ממדים: 500mm * 70mm * 2mm -86-

-87- הכנף עם תא לאחסנת כרטיס מגביר שח ם - מבט צד

-88- הכנף עם תא לאחסנת כרטיס מגביר שח ם - מבט איזומטרי

-89- כיסויי הכנף - מבט איזומטרי

RCS Layout -90-

-91- ניתוח עלויות

ניתוח עלויות בשיטתDAPCA-IV 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 סה "כ 13.353-92-

ניתוח עלויות על סמך ניסיון קיים עלות פיתוח (non-recurring) ) $ ( עלות כוללת 4356000 תכנון המטוס 3600000 עלות שעות ההנדסה 90000 הוצאות מנהליות 120000 'הוצאות שכירות, תקשורת, וכו 150000 עלות החלקים הנדרשים במהלך הפיתוח 396000 הוצאות בלתי- צפויות 250000 בנית מטוס אב טיפוס 100000 עלות מבנה והרכבה 150000 עלות מערכות ואינטגרציה ניסויי טיסה 3550000-93-

עלות בניית מטוסי ניסוי )10 ) 1100000 עלות שעות טיסה 300000 עלות המכשור הדרוש לניסויים 450000 עלות עבודה של טייסים, מהנדסי ניסוי, טכנאים, וכו ' 750000 עלות פענוח, ניתוח והפקת לקחים להמשך ניסויים 950000 ניסויי קרקע 830000 בקרת איכות המטוס עלות בניית מטוסים לניסויי מבנה )2 ) 200000 עלות בניית מתקני עזר לניסוי 250000 עלות המכשור הדרוש לניסויים 180000 עלות שעות עבודה של צוות ניסוי 200000 עלות צוות בקרת איכות המטוס 307800-94- סה "כ עלות פיתוח המטוס 9293800

עלויות ייצור UAV Systems Installation & Integration Name Unit Cost Q-ty Installation Total Cost 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 5 Engine SWB-45 1 Wings System 120 50 170 Folding Mechanism 1 6 Reserve 1500 1500 Total 20000 20000-95-

עלות מטוס בודד כפונקציה של כמות ייצור 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 $ -96-

חיבור למטוס נושא ומרווחי קרקע -98-

-99- חיבורTER

-100- שיטת תליית המזל טים על מטוס נושא

-101- שיטת תליית המזל טים על מטוס נושא

מרווחי קרקע - מבט מקדימה -102-

מרווחי קרקע - מבט צד -103-

סטטוס נוכחי של הפרוייקט -105- חיבור למטוס נושא( F-16 ) חיבור של 10 מזל טים - חיבור של 12 מזל טים 3) TERs ב 4 נקודות תלייה( חיבור ע י טפסים 14 סטנדרטייםV - מרזי כובד בהתאם לדרישות V - MIL-STD מרווחי תלייה ומרווחי קרקע בהתאם לדרישות V - MIL-STD מערכת בקרה יכולת טיסה אוטונומית עם מסלול מתוכנת מראש - קימת מערכת מוכנה, בהינתן מקדמים אווירודינמיים של המטוס ניתן להציבם ולתכנת אותה לקבלת ביצועים נדרשים תכנות המסלול תוך 30 שניות שהיה באוויר 30 דקות נתוני טיסה גובה טיסה: 10000-30000 רגל מהירות שיגור: עד Mach0.95

יכולת תמרון מהלך תמרון מתוכנת :פניות של 60 0 45, 0 30, 0 לאורך 1-4 מיילים ימייםV - זמני תמרון: 12,60,120,180,240,300,360,420 שניותV - טווח מרבי של 76 מיילים ימיים ללא תמרון הגברת חתימת מכ מ הגברת חתימה אקטיבית\פסיבית - דימוי למטוס אמיתיV - משקל 100[lb] תחזוקה בדיקת תקינות תוך 15 שניות יכולת נחיתה אין מחיר מטרה 20000$ ליחידה בייצור סידרתי - לאור ניתוח עלויות בשלב זה מחיר של $25000 נראה ריאלי מאוד -106-

אנו אסירי תודה ל:- דר יובל לוי - על תוכניות בהם התבצעו חישובי הCFD - מר יאיר מור-יוסף - על הדרכה ועזרה בנושא יצירת הרשת דר חיים אברמוביץ - על עזרה בהבנת ניתוח משוואת תנועת הכנף שבתאי תמורז - על הדרכה ועזרה בנושא אלמנטים סופיים ותוכנתNASTRAN -107-

מנחה: מר דרור ארצי השתתפו: בליצקי איליה בקשי אנטולי בר-אור דורי וולדמן מקסים ורונו מיכאל מינדלי יעקב מנוב יבגני עבדלחאק באסיל פרומנוב ליאוניד קריקון איליה רמקוביץ ולדיסלב שויחט זאב -108-