Локхид L-2000: Американский сверхзвуковой авиалайнер 1960-х годов.

Введение

Предложенный дизайн сверхзвукового авиалайнера США Lockheed L 2000 был заявкой корпорации Lockheed на участие в финансируемом правительством конкурсе по созданию первого сверхзвукового авиалайнера Соединенных Штатов в 1960-х годах. L 2000 проиграл конкурс Boeing 2707, однако этот конкурирующий проект в конечном итоге был отменен по политическим, экологическим и экономическим причинам. В 1961 году президент Джон Ф. Кеннеди обязал правительство субсидировать 75% разработки коммерческого авиалайнера для конкуренции с англо-французским Concorde, находившимся тогда в разработке. Директор Федерального управления гражданской авиации (FAA), Наджиб Халаби, решил усовершенствовать конструкцию Concorde, а не конкурировать с ним напрямую. SST, который мог бы представлять собой значительный прогресс по сравнению с Concorde, планировалось использовать для перевозки 250 пассажиров (большое число для того времени, более чем вдвое превышающее пассажировместимость Concorde), летать на скорости 2,7–3,0 Маха и иметь дальность полета 7400 км. Программа была запущена 5 июня 1963 года, и FAA оценивала, что к 1990 году будет существовать рынок для 500 SST. Boeing, Lockheed и North American официально откликнулись. Проект North American был вскоре отклонен, но проекты Boeing и Lockheed были отобраны для дальнейшего изучения.

Ранние проектные исследования

Большинство крупных авиационных компаний США потратили по крайней мере некоторое время в 1950-х годах на изучение проектов сверхзвуковых пассажирских самолетов (ССП). Первые попытки Lockheed датируются 1958 годом. Lockheed стремился создать самолет с крейсерской скоростью около [укажите скорость], со скоростями взлета и посадки, сопоставимыми с крупными дозвуковыми самолетами той же эпохи. Ранние проекты основывались на коническом прямом крыле Lockheed, аналогичном использованному на F-104 Starfighter, с дельтавидным предкрылком для аэродинамической регулировки. Испытания в аэродинамической трубе показали существенные сдвиги центра давления (ЦД) самолета. Это потребовало бы значительных изменений в рулевых поверхностях при изменении скорости полета, что приводило к увеличению сопротивления. Дельтавидное крыло было заменено, что частично уменьшило проблему, но оказалось недостаточным. Lockheed понимал, что крыло изменяемой геометрии решит эту задачу, но считал его слишком тяжелым, предпочитая решение с фиксированным крылом. В худшем случае они были готовы спроектировать самолет с фиксированным крылом, используя топливо в качестве балласта. К 1962 году Lockheed пришел к конструкции с сильно стреловидным крылом, имеющим форму "стреловидной стрелы", с четырьмя двигателями, размещенными в гондолах под крыльями, и предкрылком. Улучшение приблизило их к цели, но все еще было недостаточно оптимальным. К 1963 году они удлинили переднюю кромку крыла, чтобы отказаться от предкрылка, и изменили форму крыла, придав ему двойную дельтавидную форму с умеренным скручиванием и изгибом. Это, в сочетании с тщательной формой фюзеляжа, позволило контролировать смещение центра давления, вызванное высокостреловидной частью крыла, создающей подъемную силу на сверхзвуковых скоростях. Двигатели были перенесены из гондол внутри крыла в отдельные гондолы, подвешенные под крыльями.

Поздние проектные исследования

Новая конструкция была обозначена L 2000 1 и имела длину 223 фута (70 м) с узким корпусом и фюзеляжем шириной 132 дюйма (335,2 см), чтобы соответствовать аэродинамическим требованиям, обеспечивая размещение пяти пассажиров в ряд в салоне и четырех в ряд в первом классе. Типичная компоновка смешанного класса предусматривала около 170 пассажиров, а в вариантах с высокой плотностью – более 200. L 2000 1 отличался длинным, заостренным носом, почти плоским сверху и изогнутым снизу, что улучшало сверхзвуковые характеристики и позволяло опускать его для взлета и посадки, обеспечивая достаточную видимость. Конструкция крыла включала резкий передний скос бортовой части на 80°, а остальная часть передней кромки была отклонена назад на 60°, при общей площади 8370 кв. футов (778 м²). Большие углы скоса создавали мощные вихри на передней кромке, увеличивающие подъемную силу при умеренных и высоких углах атаки, сохраняя при этом стабильный воздушный поток над управляющими поверхностями при сваливании. Эти вихри также обеспечивали хороший путевой контроль, который был несколько недостаточен при опущенном носу на низких скоростях. Крыло, толщиной всего 3%, обеспечивало значительную подъемную силу благодаря большой площади, которая, в сочетании с вихревой подъемной силой, позволяла взлетать и приземляться со скоростью, сопоставимой с Boeing 707. Кроме того, дельта-крыло – это естественная жесткая конструкция, требующая минимального усиления. Шасси самолета было традиционным трехстоечным, с двумя колесами на носовой стойке. Каждая из двух шестиколесных основных стоек использовала те же шины, что и на Douglas DC 8, но заполненные азотом и с пониженным давлением. Для обеспечения оптимальных сроков ввода в эксплуатацию Lockheed решил использовать усовершенствованную турбовентиляторную версию Pratt & Whitney J58. J58 уже успешно зарекомендовал себя как высокотяговый, высокопроизводительный реактивный двигатель на сверхсекретном Lockheed A 12 (а впоследствии на Lockheed SR 71 Blackbird). Будучи турбовентиляторным двигателем, он считался более тихим, чем обычный турбореактивный на малой высоте и низкой скорости, не требовал форсажной камеры для взлета и позволял снизить тягу. Двигатели размещались в цилиндрических гондолах с клиновидным разделителем и прямоугольным воздухозаборником, образующим систему воздухозабора самолета. Воздухозаборник был спроектирован без движущихся частей и обладал естественной стабильностью. Для снижения шума от ударных волн, вместо прорыва звукового барьера на более оптимальной высоте 30 000 футов (9144 м), планировалось прорывать его на высоте 42 000 футов (12 802 м). Это было бы невозможно в жаркие дни, но достижимо в обычные. Ускорение продолжалось бы через звуковой барьер до Маха 1.15, после чего ударные волны стали бы слышны на земле. Самолет точно набирал высоту, чтобы минимизировать уровень ударных волн. После первоначального выравнивания на высоте около 21 793 м самолет продолжал набор высоты, достигая в конечном итоге 23 317 м. Спуски также выполнялись с высокой точностью для снижения уровня ударных волн до достижения дозвуковой скорости. К 1964 году правительство США предъявило новые требования к программе SST, которые потребовали от Lockheed модифицировать конструкцию, к тому времени известную как L 2000 2. Новая конструкция включала многочисленные изменения крыла; одно из них – округление передней части передней дельты для устранения тенденции к клевку. Для повышения аэродинамической эффективности на высоких скоростях толщина крыла была уменьшена до 2,3%, передние кромки стали более острыми, углы скоса были изменены с 80/60° на 85/62°, а передняя дельта получила значительный крут и изгиб; большая часть задней дельты была закручена вверх, чтобы элевоны оставались заподлицо на скорости Маха 3.0. Кроме того, на нижней стороне фюзеляжа, в местах крепления крыльев, были добавлены обтекатели крыла/корпуса, что позволило использовать более традиционный нос. Для сохранения низкоскоростных характеристик задняя дельта была значительно увеличена; для увеличения полезной нагрузки задняя кромка имела наклон вперед на 10°, удлиняя внутреннюю часть крыла назад. Новый нос уменьшил общую длину до 214 футов (65,2 м), сохранив практически те же внутренние размеры. Размах крыльев остался прежним, и, несмотря на уменьшенную толщину крыла, увеличенная площадь крыла – 9026 кв. футов (838,5 м²) – обеспечивала те же взлетно-посадочные характеристики. Общее отношение подъемной силы к сопротивлению увеличилось с 7,25 до 7,94. В ходе разработки L 2000 2 ранее выбранный Lockheed двигатель был признан неприемлемым. В период между L 2000 1 и L 2000 2 Pratt & Whitney разработал новый турбовентиляторный двигатель с форсажной камерой JTF 17A, который обеспечивал большую тягу. General Electric разработал GE4 – турбореактивный двигатель с форсажной камерой и регулируемыми направляющими лопатками, который был менее мощным на уровне моря, но развивал большую мощность на больших высотах. Обоим двигателям требовалось некоторое использование форсажной камеры в крейсерском режиме. Конструкция Lockheed отдавала предпочтение JTF 17A перед GE 4, но существовал риск того, что GE выиграет конкурс на двигатель, а Lockheed – контракт на SST, поэтому были разработаны новые гондолы двигателя, способные вместить любой из двигателей. Аэродинамические модификации позволили использовать более короткую гондолу двигателя и новую конструкцию воздухозаборника. Этот воздухозаборник имел минимальные внешние углы обтекателя и был точно спрофилирован для обеспечения высокого восстановления давления без движущихся частей, обеспечивая максимальную производительность с любым вариантом двигателя. Для обеспечения дополнительного воздушного потока для снижения шума или помощи в работе форсажной камеры в задней части гондолы были добавлены впускные двери. Для обеспечения торможения в воздухе для быстрого замедления и быстрого снижения, а также для помощи при торможении на земле, часть сопла могла использоваться в качестве реверсивного тяги на скоростях ниже Маха 1.2. Гондолы также были перенесены на новое крыло для лучшей защиты от резких изменений воздушного потока. Увеличенная тяга новых двигателей позволила отложить прорыв звукового барьера до высоты 45 000 футов (13 716 м) практически при любых условиях. Поскольку возможность сверхзвукового полета над сушей все еще рассматривалась, Lockheed также рассматривал более крупные, короткомагистральные версии L 2000 2B. Все конструкции имели одинаковый вес, новую конструкцию хвостового оперения, изменения длины фюзеляжа, удлинение передней дельты, увеличенную вместимость и различные варианты топливной емкости. Самая большая версия вмещала 250 внутренних пассажиров, а средняя – возможность трансатлантических перелетов с 220 пассажирами. Несмотря на изменения длины фюзеляжа, риск слишком большого подъема самолета (перекрутки) при взлете не увеличился.

The new design was designated L 2000 1 and was 223 ft (70 m) long with a narrow body 132 in (335.2 cm) wide fuselage to meet aerodynamic requirements, allowing for passenger seating of five abreast seating in coach and a four abreast arrangement in first class seating. A typical mixed class seating layout would equal around 170 passengers, with high density layouts exceeding 200 passengers. The L 2000 1 featured a long, pointed nose that was almost flat on top and curved on the bottom, which allowed for improved supersonic performance, and could be drooped for takeoff and landing to provide adequate visibility. The wing design featured a sharp forward inboard sweep of 80°, with the remaining part of the wing's leading edge swept back 60°, with an overall area of 8,370 ft² (778 m²). The high sweep angles produced powerful vortices on the leading edge which increased lift at moderate to high angles of attack, yet still retained stable airflow over the control surfaces during a stall. These vortices also provided good directional control as well, which was somewhat deficient with the nose drooped at low speeds. The wing, while only 3% thick, provided substantial lift due to its large area, which, aided by vortex lift, allowed takeoff and landing speeds comparable to a Boeing 707. Additionally, a delta wing is a naturally rigid structure which requires little stiffening. The plane's undercarriage was a traditional tricycle type with a twin wheeled nose gear. Each of the two six wheeled main gear utilized the same tires used on the Douglas DC 8, but which were filled with nitrogen and to lower pressures. To provide an optimum entry date into service, Lockheed decided to use a beefed up turbofan derivative of the Pratt & Whitney J58. The J58 had already successfully proven itself as a high thrust, high performance jet engine on the top secret Lockheed A 12 (and subsequently on the Lockheed SR 71 Blackbird.) Since it was a turbofan, it was deemed to be quieter than a typical turbojet at low altitude and low speed, required no afterburner for takeoff, and allowed reduced power settings. The engines were placed in cylindrical pods with a wedge shaped splitter, and a squarish intake providing the inlet system for the aircraft. The inlet was designed with the goal of requiring no moving parts, and was naturally stable. To reduce the noise from sonic booms, rather than penetrate the sound barrier at a more ideal 30,000 ft (9,144 m), they intended to penetrate it at 42,000 ft (12,802 m) instead. It would not be possible on hot days, but on normal days this would be achievable. Acceleration would continue through the sound barrier to Mach 1.15, at which point sonic booms would be audible on the ground. The plane would climb precisely to minimize sonic boom levels. After an initial level off at around 71,500 ft (21,793 m), the plane would cruise climb upwards, ultimately reaching 76,500 ft (23,317 m). Descents would also be performed in a precise way to reduce sonic boom levels until subsonic speeds were reached. By 1964, the US Government issued new requirements regarding the SST Program which required Lockheed to modify their design, by now called the L 2000 2. The new design had numerous modifications to the wing; one change was rounding the front of the forward delta in order to eliminate the pitch up tendency. To increase high speed aerodynamic efficiency, the wing's thickness was reduced to 2.3%, the leading edges were made sharper, the sweep angles were changed from 80/60° to 85/62°, and substantial twist and camber were added to the forward delta; much of the rear delta was twisted upwards to allow the elevons to remain flush at Mach 3.0. In addition, wing/body fairings were added on the underside of the fuselage where the wings are located, allowing a more normally shaped nose to be used. To retain low speed performance, the rear delta was enlarged considerably; to increase the payload, the trailing edge featured a forward sweep of 10°, extending the inner part of the wing rearward. The new nose reduced the overall length to 214 ft (65.2 m) while retaining virtually the same internal dimensions. Wingspan was identical as before, and despite the thinner wing, the increased wing area of 9,026 ft² (838.5 m²) allowed the same takeoff performance. The airplane's overall lift to drag ratio increased from 7.25 to 7.94. During the course of the L 2000 2's development, the engine previously selected by Lockheed was no longer deemed acceptable. During the time frame between the L 2000 1 and L 2000 2, Pratt and Whitney designed a new afterburning turbofan called the JTF 17A, which produced greater amounts of thrust. General Electric developed the GE4 which was an afterburning turbojet with variable guide vanes, which was actually the less powerful of the two at sea level, but produced more power at high altitudes. Both engines required some degree of afterburner during cruise. Lockheed's design favored the JTF 17A over the GE 4, but there was the risk that GE would win the engine competition and Lockheed would win the SST contract, so they developed new engine pods that could accommodate either engine. Aerodynamic modifications allowed a shorter engine pod to be used and which utilized a new inlet design. This inlet featured minimal external cowl angles and was precisely contoured to allow a high pressure recovery using no moving parts, and allowed maximum performance with either engine option. To allow additional airflow for noise reduction, or to aid afterburner performance, a set of suck in doors was added to the rear portion of the pod. To provide mid air braking capability for rapid deceleration and rapid descents, and to assist ground braking, part of the nozzle could be employed as a thrust reverser at speeds below Mach 1.2. The pods were also repositioned on the new wing to better shield them from abrupt changes in airflow. The additional thrust from the new engines allowed supersonic penetration to be delayed until up to 45,000 ft (13,716 m) under virtually all conditions. Since at this point the possibility of supersonic overland flight was still considered to be an option, Lockheed also considered larger, shorter ranged versions of the L 2000 2B. All designs weighed exactly the same, with a new tail design, changes to the fuselage length, extensions to the forward delta, increased capacity, and variations in fuel capacity. The largest version featured capacity for 250 domestic passengers, while the medium version featured transatlantic capability with 220 passengers. Despite the fuselage length changes, there was no appreciable increase in the risk of the aircraft pitching upwards too far (over rotation) on takeoff.

Конкурс дизайна

К 1966 году конструкция приобрела окончательный вид в виде L 2000 7A и L 2000 7B. L 2000 7A отличался переработанным крылом и удлиненным до 83 м (273 футов) фюзеляжем. Увеличенная длина фюзеляжа позволяла разместить 230 пассажиров в смешанном классе. Новое крыло имело пропорционально большую переднюю дельту с более точной настройкой крутки и кривизны. Несмотря на тот же размах крыльев, площадь крыла была увеличена до 875 м² (9 424 кв. футов), с незначительным уменьшением угла стреловидности до 84° и увеличенной основной дельтовидной частью в 65°, с уменьшенной стреловидностью по задней кромке. В отличие от предыдущих версий, этот самолет был оснащен предкрылком для увеличения подъемной силы на малых скоростях и обеспечения небольшого отклонения элевонов вниз. Фюзеляж, в результате увеличения длины, изменений в конструкции крыла и попыток дальнейшего снижения сопротивления, характеризовался небольшим вертикальным сужением в области крыльев, более выраженным "нижним" контуром фюзеляжа для размещения топлива и груза, удлиненным носом и усовершенствованным хвостовым оперением. Поскольку самолет стал менее устойчивым по курсу, он был оснащен килем на брюшке, расположенным под задней частью фюзеляжа. L 2000 7B был удлинен до 89 м (293 футов) за счет удлиненной кабины и более выраженного изгиба хвостового оперения вверх, чтобы снизить вероятность удара хвостового оперения о взлетно-посадочную полосу при взлете. Обе модели имели одинаковый максимальный вес – 267 600 кг (590 000 фунтов), а аэродинамическое отношение подъемной силы к сопротивлению было увеличено до 8:1. Полномасштабные макеты Boeing 2707 200 и L 2000 7 были представлены в FAA, и 31 декабря 1966 года был выбран проект Boeing. Проект Lockheed был признан более простым в производстве и менее рискованным, но его характеристики при взлете и на высокой скорости были немного ниже. Кроме того, из-за использования двигателя JTF 17A, L 2000 7 также прогнозировался как более шумный. Проект Boeing считался более передовым, обеспечивая значительное преимущество над Concorde и, следовательно, лучше соответствующим первоначальным требованиям к проектированию. В конечном итоге Boeing отказался от своего передового крыла изменяемой геометрии в пользу более простой дельтовидной конструкции, аналогичной проекту Lockheed, но с хвостовым оперением. Программа Boeing SST была окончательно закрыта 20 мая 1971 года после того, как Конгресс США прекратил федеральное финансирование программы SST 24 марта 1971 года.

By 1966, the design took on its final form as the L 2000 7A and L 2000 7B. The L 2000 7A featured a re designed wing and fuselage lengthened to 273 ft (83 m). The longer fuselage allows for a mixed class seating of 230 passengers. The new wing featured a proportionately larger forward delta, with greater refinement to the wing's twist and curvature. Despite having the same wingspan, the wing area was increased to 9,424 ft² (875 m²), with a slightly reduced 84° sweepback, and an increased 65° main delta wing, with reduced forward sweep along the trailing edge. Unlike previous versions, this aircraft featured a leading edge flap to increase lift at low speeds, and to allow a slight down elevon deflection. The fuselage, as a result of greater length, changes to the wing design, and attempts to further reduce drag, featured a slight vertical thinning in the fuselage where the wings were, a more prominent wing/body "belly" to carry fuel and cargo, a longer nose, and a refined tail. Since the airplane was not as directionally stable as before, the plane featured a ventral fin, located on the underside of the trailing fuselage. The L 2000 7B was extended to 293 ft (89 m), utilizing a lengthened cabin and a more pronounced upward curving tail to reduce the chance of the tail striking the runway during over rotation. Both designs had the same maximum weight of 590,000 lb (267,600 kg), and the aerodynamic lift to drag ratio was increased to 8:1. Full scale mock ups of the Boeing 2707 200 and L 2000 7 designs were presented to the FAA, and on December 31, 1966 the Boeing design was selected. The Lockheed design was judged simpler to produce and less risky, but its performance during takeoff and at high speed was slightly lower. Because of the JTF 17A, the L 2000 7 was also predicted to be louder as well. The Boeing design was considered more advanced, representing a greater lead over the Concorde and thus more fitting to the original design mandate. Boeing eventually changed its advanced variable geometry wing design to a simpler delta wing similar to Lockheed's design, but with a tail. The Boeing SST was ultimately cancelled on May 20, 1971 after the US Congress stopped federal funding for the SST program on March 24, 1971.