Локхид L-2000

Эта статья включает в себя список литературы , связанной литературы или внешних ссылок , но ее источники остаются неясными, поскольку в ней отсутствуют встроенные цитаты . Пожалуйста, помогите улучшить эту статью, добавив более точные цитаты. ( Апрель 2009 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения )

Локхид L-2000

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

Lockheed L-2000 был Lockheed Corporation 's вступлением в конкурсе финансируемого правительства для создания Соединенных Штатов первого сверхзвукового транспорта (SST) в 1960 - х годах. L-2000 проиграл контракт с Boeing 2707 , но этот конкурирующий дизайн был в конечном итоге аннулирован 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 (FAA) Наджиб Халаби предпочел улучшить дизайн Concorde, а не конкурировать с ним лицом к лицу . SST , которые могли бы представляли собой значительный шаг вперед по сравнению с Concorde, был предназначен для перевозки 250 пассажиров (большое количество в то время, более чем в два раза больше, чем Concorde), летать на Маха 2,7-3,0, и имеют диапазон от 4000 миль (7400 км).

Программа была запущена 5 июня 1963 года, и по оценкам FAA, к 1990 году на рынке появится 500 SST. Официально ответили Boeing , Lockheed и North American . Вскоре проект North American был отклонен, но для дальнейшего изучения были выбраны конструкции Boeing и Lockheed.

Дизайн и разработка [ править ]

Ранние исследования дизайна [ править ]

CL-823 использовал крыло с изогнутой стрелой и заглубленные двигатели, L-2000 имел составные треугольные 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 F-104 Starfighter , с дельтовидным утком для аэродинамической отделки. Во время испытаний в аэродинамической трубе эта конструкция продемонстрировала существенные сдвиги в центре давления самолета (C / L). Это потребует больших изменений дифферента, поскольку самолет меняет скорость, вызывая торможение дифферента .

Было заменено треугольное крыло, которое частично облегчило движение, но этого было недостаточно. Компания Lockheed знала, что с изменяемой геометрией и поворотным крылом можно было достичь этой цели, но считала ее слишком тяжелой: они предпочли вариант с неподвижным крылом. В худшем случае они были готовы спроектировать самолет с неподвижным крылом, использующий топливо в качестве балласта.

К 1962 году компания Lockheed разработала конструкцию с изогнутой стрелой, имеющей четыре гондолы двигателя, встроенные в крылья, и утку. Улучшение было ближе к их цели, но все еще не оптимально.

К 1963 году они выдвинули переднюю кромку крыла вперед, чтобы исключить необходимость в утке, и изменили форму крыла на двойную треугольную форму с легким изгибом и изгибом . Это, наряду с тщательной формовкой фюзеляжа, позволяло контролировать смещение центра давления, вызванное сверхзвуковой подъемной силой сильно стреловидной передней части крыла. Двигатели были перенесены с размещенных в крыльях на отдельные капсулы, подвешенные под крыльями.

Более поздние исследования дизайна [ править ]

Художественный концепт L-2000 в ливрее Pan Am на высоте на полном форсаже (вверху) и с выпущенным шасси.

Новый дизайн получил обозначение L-2000-1 и имел длину 223 фута (70 м) с узким фюзеляжем шириной 132 дюйма (335,2 см) для соответствия аэродинамическим требованиям, позволяя пассажирам сидеть пять в ряд в автобусе и четыре пассажира. - грудная клетка в первоклассной рассадке. Типичная компоновка сидений смешанного класса будет составлять около 170 пассажиров, с высокой плотностью компоновки - 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). Большие углы стреловидности создавали мощные вихри на передней кромке, которые увеличивали подъемную силу при умеренных и больших углах атаки , но при этом сохраняли стабильный воздушный поток над управляющими поверхностями во время сваливания.. 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, что с помощью вихревой подъемной силы позволяло взлетно-посадочную скорость, сравнимую с Boeing 707 . Кроме того, треугольное крыло - это естественно жесткая конструкция, которая требует небольшого усиления.

Ходовая часть самолета была традиционного трехколесного типа с двухколесной передней опорой. На каждой из двух шестиколесных главных передач использовались те же шины, что и на Douglas DC-8 , но они были заполнены азотом и для более низкого давления.

Для того, чтобы обеспечить оптимальную дату ввода в эксплуатацию, Lockheed решили использовать усиленную турбовентиляторную производную от Pratt & Whitney J58 . J58 уже успешно зарекомендовал себя в качестве реактивного двигателя с высокой тягой и высокими характеристиками на сверхсекретном Lockheed A-12 (а затем и на Lockheed SR-71 Blackbird). Поскольку это был турбовентиляторный двигатель, он считался таковым. тише, чем типичный турбореактивный двигатель на малой высоте и малой скорости, не требует форсажной камерыдля 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 звуковых ударов , вместо того, чтобы преодолевать звуковой барьер на более идеальной высоте 30 000 футов (9 144 м), они намеревались проникнуть через него на высоте 42 000 футов (12 802 м). В жаркие дни это невозможно, но в обычные дни это возможно. ^{[ требуется разъяснение ]}Ускорение продолжится 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 высоте около 71 500 футов (21 793 м) самолет будет набирать высоту в крейсерском режиме, достигнув в конечном итоге 76 500 футов (23 317 м). Спуски также будут выполняться точно, чтобы уменьшить уровни 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; одним изменением было закругление передней дельты, чтобы исключить тенденцию к повышению тангажа . Для повышения аэродинамической эффективности на высоких скоростях толщина крыла была уменьшена до 2,3%, передние кромки были сделаны более острыми, углы стреловидности 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 элевоны могличтобы 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 задняя кромка имела стреловидность 10 °, расширяя 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. Общая аэродинамическая сила самолета увеличилась с 7,25 до 7,94.

В ходе разработки L-2000-2 двигатель, ранее выбранный Lockheed, больше не считался приемлемым. В промежутке времени между L-2000-1 и L-2000-2 Пратт и Уитни разработали новый ТРДД с дожиганием, названный JTF-17A , который создавал большую тягу. General Electric разработала GE4, который представлял собой турбореактивный двигатель с дожиганием.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 поток воздуха для снижения шума или для улучшения работы форсажной камеры,в заднюю часть гондолы был добавлен комплект всасывающих дверок. Чтобы обеспечить возможность торможения в воздухе для быстрого замедления и быстрого спуска, а также для облегчения торможения на земле, часть сопла может использоваться в качествереверсор 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 отложить проникновение сверхзвуковых лучей на расстояние до 45 000 футов (13 716 м) практически 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 полета. 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 имела трансатлантические возможности для 220 пассажиров. Несмотря на изменение длины фюзеляжа, не наблюдалось заметного увеличения риска слишком большого тангажа самолета вверх (чрезмерного вращения) при взлете.

Конкурс дизайна [ править ]

К 1966 году конструкция приобрела окончательный вид - 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 улучшенными характеристиками 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 по задней кромке. В отличие от предыдущих версий, этот самолет имел закрылки по передней кромке для увеличения подъемной силы на малых скоростях и для небольшого отклонения элевона вниз. Фюзеляж, в результате увеличения длины, изменения конструкции крыла и попыток дальнейшего уменьшения лобового сопротивления, показал небольшое вертикальное истончение фюзеляжа там, где были крылья,более заметный "живот" крыла / корпуса для перевозки топлива и груза, более длинный нос и усовершенствованный хвост. Поскольку самолет не был таким стабильным 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 изогнутого 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.использование удлиненной кабины и более выраженного изогнутого 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.использование удлиненной кабины и более выраженного изогнутого 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.

Натурные макеты проектов Boeing 2707-200 и L-2000-7 были представлены в FAA, и 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 также прогнозировалось, что L-2000-7 будет громче. Конструкция Boeing считалась более продвинутой, представляя собой большее преимущество по сравнению с Concorde и, таким образом, более подходящей для первоначального дизайна. В конечном итоге Boeing изменил 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 Конгресс США 24 марта 1971 года прекратил федеральное финансирование программы SST.

Технические характеристики (L-2000-7A) [ править ]

Данные из ^{[ необходима ссылка ]}

Общие характеристики

Экипаж: 2-3 лётных экипажа
Вместимость: 273 чел.
Длина: 273 футов 2 дюйма (83,26 м)
Размах крыла: 116 футов (35 м)
Высота: 46 футов (14 м)
Площадь крыла: 9,424 кв.м (875,5 м ² )
Пустой вес: 238000 фунтов (107 955 кг)
Максимальный взлетный вес: 590 000 фунтов (267 619 кг)
Силовая установка: 4 турбореактивных двигателя General Electric GE4 / J5M или Pratt & Whitney JTF17A-21L с форсажным дожиганием , тяга 50 000 фунтов-силы (220 кН) каждый GE4 ( сухой), 65 000 фунтов силы (290 кН) с форсажной камерой

Спектакль

Максимальная скорость: 3 Маха
Диапазон: 4000 миль (4600 миль, 7400 км)
Практический потолок: 76,500 футов (23,300 м)
Нагрузка на крыло: 62,61 фунта / кв. Фут (305,7 кг / м ² )

См. Также [ править ]

Самолеты сопоставимой роли, конфигурации и эпохи

Боинг 2707
Конкорд
Туполев Ту-144

Связанные списки

Список самолетов Lockheed

Ссылки [ править ]

Этот раздел пуст. Вы можете помочь, добавив к нему . ( Июль 2019 г. )

Дальнейшее чтение [ править ]

Бойн, Вальтер J , за горизонты: Локхид история . Нью-Йорк: St. Martin's Press, 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 .

Внешние ссылки [ править ]

Викискладе есть медиафайлы по теме Lockheed L-2000 .

«Соединенные Штаты SST Соперники» 1964 Полет статьи
"Mach Three Technology" - статья о полете на L-2000 в 1966 году.
"Билет через звуковой барьер" - учебный документальный фильм о сверхзвуковом транспорте 1966 г.