Lockheed L-2000 был участником Lockheed Corporation в финансируемом правительством конкурсе на постройку первого сверхзвукового авиалайнера в США в 1960-х годах. L-2000 проиграл контракт с Boeing 2707 , но этот конкурирующий проект был в конечном итоге отменен по политическим, экологическим и экономическим причинам.
В 1961 году президент Джон Ф. Кеннеди обязал правительство субсидировать 75% разработки коммерческого авиалайнера, чтобы составить конкуренцию англо-французскому « Конкорду» , который тогда находился в стадии разработки. Директор Федерального авиационного управления (ФАУ) Наджиб Халаби решил улучшить конструкцию Конкорда, а не конкурировать с ним лицом к лицу. SST , который, возможно, представлял собой значительный шаг вперед по сравнению с «Конкордом», был предназначен для перевозки 250 пассажиров (большое количество в то время, более чем в два раза больше, чем «Конкорд»), летал со скоростью 2,7–3,0 Маха и имел дальность полета 4000 м. миль (7400 км).
Программа была запущена 5 июня 1963 года, и по оценкам ФАУ, к 1990 году на рынке появится 500 SST. Официально ответили Boeing , Lockheed и North American . Проект North American вскоре был отклонен, но для дальнейшего изучения были выбраны проекты Boeing и Lockheed.
Большинство крупных авиационных фирм США в 1950-х годах по крайней мере какое-то время изучали проекты SST. Первые попытки Lockheed датируются 1958 годом. Lockheed искала самолет с крейсерской скоростью около 2000 миль в час (3200 км/ч) со скоростями взлета и посадки, которые можно было бы сравнить с большими дозвуковыми самолетами той же эпохи.
Ранние конструкции основывались на коническом прямом крыле Lockheed, аналогичном тому, которое использовалось на F-104 Starfighter , с дельтаобразным утком для аэродинамической дифферентовки. В ходе испытаний в аэродинамической трубе эта конструкция продемонстрировала существенные смещения центра давления самолета (C/L). Это потребует значительных изменений дифферента, поскольку самолет меняет скорость, вызывая сопротивление дифферента .
Было заменено треугольное крыло , что частично облегчило движение, но этого не сочли достаточным. Компания Lockheed знала, что конструкция с изменяемой геометрией и поворотным крылом могла бы достичь этой цели, но считала , что она слишком тяжела: они предпочли решение с неподвижным крылом. В худшем случае они были готовы спроектировать самолет, использующий топливо в качестве балласта.
К 1962 году компания Lockheed разработала конструкцию с изогнутой стрелой и высокой стреловидностью, включающую четыре отсека двигателя, утопленные в крыльях, и утку. Улучшение было ближе к их цели, но все же не оптимально.
К 1963 году они выдвинули переднюю кромку крыла вперед, чтобы исключить необходимость в утке, и изменили форму крыла, придав ему форму двойного треугольника с легким поворотом и развалом . Это, наряду с тщательной формой фюзеляжа, позволило контролировать смещение центра давления, вызванное сильно стреловидной передней частью крыла, развивающей сверхзвуковую подъемную силу. Двигатели были перенесены из крыльев в отдельные блоки, подвешенные под крыльями.
Новая конструкция получила обозначение L-2000-1 и имела длину 223 фута (70 м) с узким фюзеляжем шириной 132 дюйма (335,2 см), отвечающим аэродинамическим требованиям, что позволяло разместить пять пассажиров в ряд в автобусе и четыре сиденья в ряд. -расположение в ряд в креслах первого класса. Типичная компоновка сидений смешанного класса будет равна примерно 170 пассажирам, а компоновка с высокой плотностью размещения - более 200 пассажиров.
У L-2000-1 был длинный заостренный нос, почти плоский сверху и изогнутый снизу, что позволяло улучшить сверхзвуковые характеристики, а при взлете и посадке его можно было опускать для обеспечения адекватной видимости. Конструкция крыла имела резкую стреловидность вперед внутрь на 80°, при этом оставшаяся часть передней кромки крыла была стреловидна на 60° назад, общая площадь составляла 8370 футов² (778 м²). Высокие углы стреловидности создавали мощные вихри на передней кромке, которые увеличивали подъемную силу при средних и больших углах атаки , но при этом сохраняли стабильный поток воздуха над поверхностями управления во время сваливания . Эти вихри также обеспечивали хорошее курсовое управление, которого было несколько недостаточно при опущенной носовой части на малых скоростях. Крыло, имея толщину всего 3%, обеспечивало значительную подъемную силу благодаря своей большой площади, что, благодаря вихревой подъемной силе, позволяло достигать скорости взлета и посадки, сравнимые со скоростью Боинга 707 . Кроме того, треугольное крыло представляет собой естественную жесткую конструкцию, не требующую особого усиления.
Шасси самолета было традиционным трехколесным с двухколесной передней стойкой. В каждой из двух шестиколесных главных передач использовались те же шины, что и на Douglas DC-8 , но они были заполнены азотом и для понижения давления.
Чтобы обеспечить оптимальную дату ввода в эксплуатацию, компания Lockheed решила использовать модернизированную турбовентиляторную модификацию Pratt & Whitney J58 . J58 уже успешно зарекомендовал себя как реактивный двигатель с высокой тягой и высокими эксплуатационными характеристиками на сверхсекретном Lockheed A-12 (а впоследствии и на Lockheed SR-71 Blackbird). Поскольку это был турбовентиляторный двигатель, его считали тише, чем обычный турбореактивный двигатель, на малой высоте и малой скорости, не требовал форсажной камеры для взлета и позволял снизить мощность. Двигатели размещались в цилиндрических гондолах с клиновидным делителем и квадратным воздухозаборником, обеспечивающим впускную систему самолета. Входное отверстие было спроектировано таким образом, чтобы не требовалось никаких движущихся частей, и оно, естественно, было стабильным. Чтобы уменьшить шум от звуковых ударов , вместо того, чтобы преодолевать звуковой барьер на более идеальной высоте 30 000 футов (9 144 м), они намеревались преодолеть его на высоте 42 000 футов (12 802 м). В жаркие дни это было бы невозможно, но в обычные дни это было бы достижимо. [ нужны разъяснения ] Ускорение продолжится через звуковой барьер до 1,15 Маха, после чего на земле будут слышны звуковые удары. Самолет будет набирать высоту именно для того, чтобы свести к минимуму уровень звукового удара. После первоначального выхода на высоту около 71 500 футов (21 793 м) самолет начал набирать высоту вверх, в конечном итоге достигнув высоты 76 500 футов (23 317 м). Спуски также будут выполняться точным образом, чтобы снизить уровень звукового удара до тех пор, пока не будет достигнута дозвуковая скорость.
К 1964 году правительство США выпустило новые требования к программе SST, которые потребовали от Lockheed изменить их конструкцию, которая теперь называется L -2000-2 . В новой конструкции крыло было подвергнуто многочисленным модификациям; Одним из изменений было закругление передней части передней дельты, чтобы устранить тенденцию к тангажу вверх . Для повышения аэродинамической эффективности на высоких скоростях толщину крыла уменьшили до 2,3%, передние кромки сделали более острыми, углы стреловидности изменили с 80/60° на 85/62°, а также добавили существенную крутку и развал передней части. дельта; большая часть задней дельты была повернута вверх, чтобы элевоны оставались на одном уровне на скорости 3,0 Маха. Кроме того, на нижней стороне фюзеляжа, где расположены крылья, были добавлены обтекатели крыла/фюзеляжа, что позволило использовать нос более нормальной формы. Для сохранения тихоходных качеств задняя дельта была значительно увеличена; Для увеличения полезной нагрузки задняя кромка имела стреловидность вперед на 10°, расширяя внутреннюю часть крыла назад. Новый нос уменьшил общую длину до 214 футов (65,2 м), сохранив при этом практически те же внутренние размеры. Размах крыла был таким же, как и раньше, и, несмотря на более тонкое крыло, увеличенная площадь крыла до 9026 футов² (838,5 м²) обеспечивала такие же взлетные характеристики. Общая аэродинамическое качество самолета увеличилось с 7,25 до 7,94.
В ходе разработки L-2000-2 двигатель, ранее выбранный Lockheed, больше не считался приемлемым. В период между L-2000-1 и L-2000-2 Пратт и Уитни разработали новый турбовентиляторный двигатель с дожиганием под названием JTF-17A, который создавал большую тягу. General Electric разработала GE4 , турбореактивный двигатель с форсажной камерой и регулируемыми направляющими лопатками, который на самом деле был менее мощным из двух на уровне моря, но производил большую мощность на больших высотах. Оба двигателя требовали некоторой степени форсажа во время крейсерского полета. В конструкции Lockheed JTF-17A отдавалось предпочтение перед GE-4, но существовал риск, что GE выиграет конкурс двигателей, а Lockheed выиграет контракт SST, поэтому они разработали новые блоки двигателей, на которые можно было установить любой двигатель. Аэродинамические модификации позволили использовать более короткий блок двигателя и новую конструкцию воздухозаборника. Этот впускной патрубок имел минимальные внешние углы капота и имел точную форму, позволяющую восстанавливать высокое давление без использования движущихся частей, а также обеспечивал максимальную производительность при любом варианте двигателя. Чтобы обеспечить дополнительный поток воздуха для снижения шума или улучшить работу форсажной камеры, в задней части капсулы был добавлен набор всасывающих дверей. Чтобы обеспечить возможность торможения в воздухе для быстрого замедления и быстрого снижения, а также для облегчения торможения на земле, часть сопла может использоваться в качестве реверсора тяги на скоростях ниже 1,2 Маха. Капсулы также были перемещены на новое крыло, чтобы лучше защитить их от резких изменений воздушного потока.
Дополнительная тяга новых двигателей позволила задержать сверхзвуковое проникновение на высоту до 45 000 футов (13 716 м) практически при любых условиях. Поскольку на тот момент возможность сверхзвукового наземного полета все еще рассматривалась как вариант, Lockheed также рассматривала более крупные версии L-2000-2B с меньшей дальностью полета. Все конструкции весили одинаково, с новой конструкцией хвостового оперения, изменениями длины фюзеляжа, удлинением передней треугольной части, увеличенной вместимостью и вариациями запаса топлива. Самая большая версия рассчитана на 250 пассажиров внутренних рейсов, а средняя версия - на трансатлантические перевозки на 220 пассажиров. Несмотря на изменение длины фюзеляжа, не произошло заметного увеличения риска слишком сильного качки самолета вверх (чрезмерного вращения) при взлете.
К 1966 году конструкция приобрела окончательный вид как L-2000-7A и L-2000-7B . L-2000-7A отличался измененной конструкцией крыла и удлинением фюзеляжа до 273 футов (83 м). Удлиненный фюзеляж позволяет разместить 230 пассажиров смешанного класса. Новое крыло имело пропорционально большую переднюю треугольную форму с большей утонченностью поворота и кривизны крыла. Несмотря на тот же размах крыла, площадь крыла была увеличена до 9 424 футов² (875 м²) со слегка уменьшенной стреловидностью 84 ° и увеличенным основным треугольным крылом на 65 ° с уменьшенной стреловидностью вперед по задней кромке. В отличие от предыдущих версий, этот самолет имел закрылок на передней кромке для увеличения подъемной силы на низких скоростях и обеспечения небольшого отклонения элевонов вниз. Фюзеляж, в результате большей длины, изменения конструкции крыла и попыток дальнейшего уменьшения лобового сопротивления, отличался небольшим вертикальным утончением фюзеляжа в месте расположения крыльев, более выступающим «брюхом» крыла/корпуса для перевозки топлива и груза. , более длинный нос и изысканный хвост. Поскольку самолет не был таким устойчивым по направлению, как раньше, у него был подфюзеляжный киль, расположенный на нижней стороне хвостового фюзеляжа. L-2000-7B был увеличен до 293 футов (89 м) за счет удлиненной кабины и более выраженного загнутого вверх хвоста, чтобы уменьшить вероятность удара хвоста о взлетно-посадочную полосу во время чрезмерного вращения. Обе конструкции имели одинаковую максимальную массу - 590 000 фунтов (267 600 кг), а аэродинамическое отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению было увеличено до 8:1.
Полномасштабные макеты конструкций Боинг 2707-200 и L-2000-7 были представлены ФАУ, и 31 декабря 1966 года проект Боинга был выбран. Конструкция Lockheed была сочтена более простой в производстве и менее рискованной, но ее характеристики во время взлета и на высокой скорости были немного ниже. Предполагалось, что из-за JTF-17A L-2000-7 также будет громче. Конструкция Boeing считалась более продвинутой, она имела большее преимущество по сравнению с Concorde и, следовательно, больше соответствовала первоначальному проектному заданию. В конечном итоге компания Boeing изменила свою усовершенствованную конструкцию крыла с изменяемой геометрией на более простое треугольное крыло, похожее на конструкцию Lockheed, но с хвостовым оперением. В конечном итоге программа Boeing SST была отменена 20 мая 1971 года после того, как 24 марта 1971 года Конгресс США прекратил федеральное финансирование программы SST.
Данные из [ нужна ссылка ]
Общие характеристики
Производительность
Самолеты сопоставимой роли, конфигурации и эпохи
Связанные списки
