Локхид L-2000 - Lockheed L-2000

Локхид L-2000
	Натурный макет конструкции Л-2000-7
Роль	Сверхзвуковой транспорт
Производитель	Lockheed Corporation
Положение дел	Отменено в 1971 г.

В Локхид L-2000 был Lockheed Corporation участие в финансируемом государством конкурсе на создание первой в Соединенных Штатах сверхзвуковой транспорт (SST) в 1960-х годах. L-2000 проиграл контракт с Боинг 2707, но этот конкурирующий дизайн 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-французским Конкорд затем в разработке. Директор Федеральная авиационная администрация (FAA), Наджиб Халаби, решил улучшить дизайн Concorde, а не конкурировать с ним лицом к лицу. В SST, который мог бы представлять собой значительный шаг вперед по сравнению с Concorde, предназначался для перевозки 250 пассажиров (в то время большое количество, более чем в два раза больше, чем у Concorde), летавших на Мах 2,7–3,0 и имеют дальность полета 4 000 миль (7400 км).

Программа была запущена 5 июня 1963 года, и по оценкам FAA, к 1990 году на рынке появится 500 SST. Боинг, Локхид, и североамериканский официально ответил. Проект North American вскоре был отклонен, но для дальнейшего изучения были выбраны конструкции Boeing и Lockheed.

Дизайн и развитие

Ранние исследования дизайна

CL-823 использовал крыло с изогнутой стрелой и заглубленные двигатели, L-2000 имел составной треугольник и гондольные двигатели и был больше в целом.

Большинство крупных авиационных компаний США в 1950-х годах уделяли как минимум некоторое время рассмотрению проектов SST. Первые попытки Lockheed относятся к 1958 году. Lockheed искала самолет с крейсерской скоростью около 2 000 миль в час (3200 км / ч) со скоростью взлета и посадки, сопоставимой с большими дозвуковыми реактивными самолетами той же эпохи.

Ранние конструкции следовали за коническим прямым крылом Lockheed, похожим на то, что использовалось на Истребитель F-104, с дельтовидным утка за аэродинамический подрезать. В течение аэродинамическая труба испытаний, эта конструкция продемонстрировала существенные изменения в конструкции самолета. центр давления (C / L). Это потребует больших изменений дифферента, поскольку самолет меняет скорость, что приведет к обрезать сопротивление.

А треугольное крыло была заменена, что частично облегчило движение, но было сочтено недостаточным. Lockheed знал изменяемая геометрия, поворотное крыло конструкция могла достичь этой цели, но чувствовала, что она слишком тяжелая: они предпочли решение с неподвижным крылом. В худшем случае они были готовы спроектировать самолет с неподвижным крылом, использующий топливо в качестве балласта.

К 1962 году Lockheed пришел к очень быстрому коленчатая стрела конструкция с четырьмя заглубленными в крылья капсулами двигателей и уткой. Улучшение было ближе к их цели, но все еще не оптимально.

К 1963 году они расширили передний край крыла вперед, чтобы исключить необходимость в утке, и изменить форму крыла в форму двойного треугольника с легким поворотом и выпуклость. Это, наряду с тщательной формовкой фюзеляжа, позволяло контролировать смещение центра давления, вызванное сверхзвуковой подъемной силой сильно стреловидной передней части крыла. Двигатели были перенесены с установки в крылья на отдельные капсулы, подвешенные под крыльями.

Позже исследования дизайна

Художественный концепт L-2000 в Pan Am ливрея на высоте в полном объеме форсаж (вверху) и с выдвинутым шасси

Новый дизайн был обозначен L-2000-1 и был 223 фута (70 м) в длину с узкое тело Фюзеляж шириной 132 дюйма (335,2 см) соответствует аэродинамическим требованиям, позволяя разместить пять пассажиров в автобусе в ряд, а в салоне первого класса - четыре в ряд. Типичный смешанный класс расположение сидений будет составлять около 170 пассажиров, с высокой плотностью размещения более 200 пассажиров.

L-2000-1 отличался длинным заостренным носом, который был почти плоским сверху и изогнутым снизу, что позволяло улучшить сверхзвуковые характеристики, и мог опускаться для взлета и посадки для обеспечения хорошей видимости. Конструкция крыла отличалась резкой передней стреловидностью 80 °, остальная часть передней кромки крыла стреловидна назад 60 °, с общей площадью 8 370 футов² (778 м²). Благодаря большим углам стреловидности вихри на передней кромке, которая увеличивала подъемную силу от умеренного до высокого углы атаки, но все еще сохранял стабильный поток воздуха над рулями во время ларек. Эти вихри также обеспечивали хорошее управление направлением, которого несколько не хватало из-за опущенного носа на малых скоростях. Крыло, хотя его толщина составляла всего 3%, обеспечивало значительную подъемную силу из-за своей большой площади, которая, с помощью вихревой подъемной силы, обеспечивала взлетную и посадочную скорости, сопоставимые с Боинг 707. Кроме того, треугольное крыло - это естественно жесткая конструкция, требующая небольшого усиления.

Самолет ходовая часть был традиционным трехколесный велосипед с двухколесным передним шасси. На каждой из двух шестиколесных основных передач использовались те же шины, что и на Дуглас DC-8, но которые были заполнены азотом и до более низких давлений.

Чтобы обеспечить оптимальную дату ввода в эксплуатацию, Lockheed решила использовать усиленный турбовентилятор производная от Пратт и Уитни J58. J58 уже успешно зарекомендовал себя в качестве мощного реактивного двигателя большой тяги на совершенно секретно Локхид А-12 (и впоследствии на Локхид SR-71 Blackbird.) Поскольку это был турбовентиляторный двигатель, он считался более тихим, чем типичный турбореактивный двигатель на малой высоте и малой скорости, не требовал форсаж для взлета и допускал пониженные параметры мощности. Двигатели были размещены в цилиндрических гондолах с клиновидным разделителем и квадратным воздухозаборником, обеспечивающим входную систему самолета. Впускное отверстие было спроектировано таким образом, чтобы не требовать движущихся частей, и было естественно устойчивым. Чтобы уменьшить шум от звуковые удары, а не проникать в звуковой барьер на более идеальной 30 000 футов (9 144 м) они намеревались вместо этого проникнуть на глубину 42 000 футов (12 802 м). В жаркие дни это невозможно, но в обычные дни это возможно.^{[требуется разъяснение ]} Ускорение будет продолжаться через звуковой барьер до 1,15 Маха, после чего на земле будут слышны звуковые удары. Самолет будет набирать высоту, чтобы минимизировать уровень звукового удара. После первоначального выравнивания на отметке около 71 500 футов (21 793 м) самолет будет подниматься вверх, достигнув в конечном итоге 76 500 футов (23 317 м). Спуски также будут выполняться точно для снижения уровня звуковой стрелы до достижения дозвуковых скоростей.

К 1964 году правительство США выпустило новые требования в отношении программы SST, которые потребовали от Lockheed модификации их конструкции, которая теперь называется L-2000-2. В новом дизайне крыло было несколько модификаций; одно изменение закругляло переднюю дельту, чтобы исключить подача тенденция. Для повышения аэродинамической эффективности на высоких скоростях толщина крыла была уменьшена до 2,3%, передние кромки были сделаны более острыми, углы стреловидности были изменены с 80/60 ° на 85/62 °, а передней части были добавлены существенные кручения и изгибы. дельта; большая часть задней дельты была закручена вверх, чтобы позволить элевоны чтобы оставаться на одном уровне на уровне 3,0 Маха. Кроме того, на нижней стороне фюзеляжа, где расположены крылья, были добавлены обтекатели крыла / корпуса, что позволило использовать носовую часть более нормальной формы. Для сохранения низкоскоростных характеристик задний треугольник был значительно увеличен; для увеличения полезной нагрузки задний край имел переднюю стреловидность 10 °, расширяющую внутреннюю часть крыла назад. Новая носовая часть уменьшила общую длину до 214 футов (65,2 м), сохранив практически те же внутренние размеры. Размах крыла был таким же, как и раньше, и, несмотря на более тонкое крыло, увеличенная площадь крыла до 9 026 футов² (838,5 м²) позволила получить такие же взлетные характеристики. Комбинезон самолета подъемная сила и лобовое сопротивление увеличился с 7,25 до 7,94.

В ходе разработки L-2000-2 двигатель, ранее выбранный Lockheed, больше не считался приемлемым. В промежуток времени между L-2000-1 и L-2000-2, Пратт и Уитни разработал новый ТРДД с дожиганием, названный JTF-17A, который производил большую тягу. General Electric разработал GE4 который был дожиганием турбореактивный с регулируемыми направляющими лопатками, которые на самом деле были менее мощными из двух на уровне моря, но производили больше мощности на больших высотах. Оба двигателя требовали некоторой степени форсажной камеры во время крейсерского полета. Конструкция Lockheed отдавала предпочтение JTF-17A по сравнению с GE-4, но существовал риск, что GE выиграет соревнование по двигателям, а Lockheed выиграет контракт SST, поэтому они разработали новые блоки двигателей, которые могли бы вместить любой двигатель. Аэродинамические модификации позволили использовать более короткую капсулу двигателя и новую конструкцию воздухозаборника. Этот впускной патрубок имел минимальные внешние углы обтекателя и имел точную форму, позволяющую восстанавливать высокое давление без движущихся частей, а также обеспечивать максимальную производительность с любым вариантом двигателя. Чтобы обеспечить дополнительный воздушный поток для снижения шума или для улучшения работы форсажной камеры, в заднюю часть гондолы был добавлен набор всасывающих дверей. Чтобы обеспечить возможность торможения в воздухе для быстрого замедления и быстрого спуска, а также для облегчения торможения на земле, часть сопла может использоваться как реверсор тяги на скоростях ниже 1,2 Маха. Стручки также были перемещены на новое крыло, чтобы лучше защитить их от резких изменений воздушного потока.

Дополнительная тяга от новых двигателей позволила задержать проникновение сверхзвуковых волн практически на расстояние до 13 716 м (45 000 футов) при любых условиях. Поскольку на тот момент возможность сверхзвукового полета по суше все еще рассматривалась как вариант, Lockheed также рассматривал более крупные версии L-2000-2B с меньшей дальностью. Все конструкции имели одинаковый вес, с новой конструкцией хвостового оперения, измененной длиной фюзеляжа, удлинением переднего треугольника, увеличенной вместимостью и вариациями в запасе топлива. Самая большая версия была рассчитана на 250 пассажиров внутри страны, а средняя версия - на 220 пассажиров через Атлантику. Несмотря на изменение длины фюзеляжа, не было заметного увеличения риска слишком большого тангажа самолета вверх (чрезмерного вращения) при взлете.

Конкурс дизайна

К 1966 году конструкция приобрела окончательную форму как L-2000-7A и L-2000-7B. L-2000-7A отличался измененной конструкцией крыла и фюзеляжа, удлиненными до 273 футов (83 м). Более длинный фюзеляж позволяет разместить 230 пассажиров смешанного класса. Новое крыло имело пропорционально увеличенную переднюю дельту с большим уточнением изгиба и кривизны крыла. Несмотря на тот же размах крыла, площадь крыла была увеличена до 9 424 футов² (875 м²), при этом была немного уменьшена стреловидность на 84 ° и увеличено основное треугольное крыло на 65 °, с уменьшенной стреловидностью вперед по задней кромке. В отличие от предыдущих версий, этот самолет имел закрылки по передней кромке для увеличения подъемной силы на низких скоростях и для обеспечения небольшого отклонения элевона вниз. Фюзеляж, в результате увеличения длины, изменения конструкции крыла и попыток дальнейшего уменьшения лобового сопротивления, имел небольшое вертикальное истончение фюзеляжа там, где находились крылья, более заметный "живот" крыла / корпуса для перевозки топлива и груза. , более длинный нос и изящный хвост. Поскольку самолет не был таким стабильным по направлению, как раньше, самолет имел 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 изгиба вверх хвоста, чтобы уменьшить вероятность удара хвостом о взлетно-посадочную полосу во время чрезмерного поворота. Обе конструкции имели одинаковую максимальную массу 590 000 фунтов (267 600 кг), а аэродинамическое соотношение подъемной силы и сопротивления было увеличено до 8: 1.

Полномасштабный макеты конструкции Boeing 2707-200 и L-2000-7 были представлены в FAA, а 31 декабря 1966 года была выбрана конструкция Boeing. Конструкция Lockheed была признана более простой в производстве и менее рискованной, но ее характеристики во время взлета и на высокой скорости были немного ниже. Из-за JTF-17A предполагалось, что L-2000-7 также будет громче. Дизайн Boeing считался более продвинутым, представляя большее преимущество по сравнению с Concorde и, таким образом, более подходящим для первоначального требования дизайна. В конце концов, Boeing изменил свою усовершенствованную конструкцию крыла с изменяемой геометрией на более простое треугольное крыло, похожее на конструкцию Lockheed, но с хвостовым оперением. Программа Boeing SST была окончательно отменена 20 мая 1971 года после того, как Конгресс США 24 марта 1971 года прекратил федеральное финансирование программы SST.

Технические характеристики (L-2000-7A)

Данные из^{[нужна цитата ]}

Общие характеристики

Экипаж: 2-3 летный экипаж
Емкость: 273 чел.
Длина: 273 футов 2 дюйма (83,26 м)
Размах крыльев: 116 футов (35 м)
Высота: 46 футов (14 м)
Площадь крыла: 9,424 квадратных футов (875,5 м²)
Пустой вес: 238000 фунтов (107,955 кг)
Максимальный взлетный вес: 590,000 фунтов (267,619 кг)
Электростанция: 4 × General Electric GE4 / J5M или же Pratt & Whitney JTF17A-21L дожигающий турбореактивный двигатель двигатели с тягой 50000 фунтов-силы (220 кН) каждый GE4 сухая, 65000 фунтов силы (290 кН) с форсажной камерой

Спектакль

Максимальная скорость: Мах 3
Классифицировать: 4000 миль (4600 миль, 7400 км)
Практический потолок: 76,500 футов (23,300 м)
Нагрузка на крыло: 62,61 фунт / кв. Фут (305,7 кг / м²)

Смотрите также

Самолеты сопоставимой роли, конфигурации и эпохи

Связанные списки

Список самолетов Lockheed

дальнейшее чтение

Бойн, Уолтер Дж., За горизонтом: история Lockheed. Нью-Йорк: Издательство Св. Мартина, 1998. ISBN 0-312-19237-1.
Франсильон, Рене Дж., Lockheed Aircraft с 1913 года. Аннаполис, Мэриленд: Naval Institute Press, 1987. ISBN 0-87021-897-2.

внешняя ссылка

"Претенденты США на SST" 1964 год Полет статья
"Технология трех Маха" 1966 год Полет статья о Л-2000
«Билет через звуковой барьер» - Образовательный документальный фильм о сверхзвуковом транспорте 1966 г.