Hendy 302 — британский двухместный моноплан, разработанный Бэзилом Б. Хендерсоном и произведенный компанией George Parnall & Company Limited в Йейте в 1929 году. Был построен только один самолет, зарегистрированный как G-AAVT .
Hendy 302 был низкопланом с свободнонесущим крылом и фиксированным шасси с хвостовым костылем, оснащенным двигателем Cirrus Hermes I мощностью 105 л. с. (78 кВт) . На нем летал Эдгар Персиваль в гонке King's Cup 1930 года . В 1934 году он был перестроен и стал Hendy 302A , оснащенным перевернутым двигателем Cirrus Hermes IV мощностью 130 л. с. и оснащенным измененной кабиной. Он достиг средней скорости 133,5 миль в час во время гонки King's Cup 1934 года. Самолет использовался в качестве испытательного стенда для двигателя Cirrus Major II , прежде чем был снят с эксплуатации в 1938 году.
Hendy 302 был двухместным низкопланом с консольным крылом . Пассажиры были защищены откидной крышей кабины. [1] Кабина самолета была относительно просторной, сиденья были довольно удобными. Было достаточно места как для ног, так и для локтей. [2] Кроме того, внешняя видимость с любого из этих сидений была благоприятной; необычно, что хорда крыла якобы уменьшалась после того, как самолет достигал высоты примерно в сто футов, улучшая видимость. [1] С заднего сиденья можно было смотреть через переднюю кромку , а также смотреть прямо вниз. Аспекты, которые улучшали видимость, включали использование относительно узкой верхней поверхности для капота двигателя и большую площадь оконной панели. [3]
Большая часть планера была изготовлена из трехслойной древесины, фюзеляж был обшит этим материалом; он также служил многим целям по всей конструкции крыла. [3] Хотя почти каждый структурный элемент самолета был сделан из дерева, были исключения; они включали шасси , крепление двигателя и небольшое количество металлических фитингов в других местах. [1] Стойки шасси, которые имели относительно широкую колею, были телескопическими и были оснащены спиральными пружинами, которые функционировали как амортизаторы и гасили подпрыгивание. Крепление двигателя было сделано из стальной трубы, которая была прикреплена к фюзеляжу с помощью вилочных пластин. [4]
Капот двигателя был несколько необычным, верхняя поверхность была оборудована ковшами, которые через трубки направляли воздух на самые горячие части головок цилиндров. [5] Эта особенность помогала поддерживать двигатель Cirrus Hermes IV самолета , несмотря на то, что он был полностью закрыт, нетипично холодным. [6] Благодаря эффективному охлаждению температура масла обычно не превышала 50 градусов. Даже когда двигатель работал на максимально возможной скорости, например, во время гонки King's Cup Race, температура, как сообщается, никогда не превышала 70 градусов. [7] Топливо размещалось либо в одном, либо в обоих крыльях; каждое крыло могло вместить один бак, вмещавший до 16 галлонов. В дополнение к одному гравитационному баку внутри фюзеляжа, вмещавшему 9 галлонов, общая емкость составляла 41 галлон, что позволяло самолету летать примерно до 750 миль. [7]
Самолет включал в себя новую форму конструкции крыла. [4] В частности, два основных лонжерона были двутавровыми балками, которые были построены из одной центральной сетки из трех слоев; они встречались с полосами прямоугольного сечения с каждой стороны, которые образовывали полки . Деревянные полосы, расположенные в форме решетки , которые образовывали лобовое сопротивление , присутствовали как на верхней, так и на нижней плоскостях полок лонжерона; они крепились с помощью трехслойных косынок . [8] Этот подход к конструкции был относительно упрощенным, обладал исключительной прочностью с точки зрения кручения и мог быть легко переведен в металлическую конструкцию. Секция крыла имела нестационарный центр давления, хотя величина движения была довольно ограничена. [4] Этот аспект крыла значительно влиял на диапазон скоростей самолета и скорость набора высоты. После учета эффекта скользящей струи отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению всего самолета составляло примерно 8,3. [4]
Данные Британской гражданской авиации с 1919 года , [9] Национальный консультативный комитет по аэронавтике [10]
Общая характеристика
Производительность
