Lockheed L-2000 - Lockheed L-2000

Lockheed L-2000
Lockheed L-2000 mockup.jpg
Pełnowymiarowa makieta projektu L-2000-7
Rola Naddźwiękowy samolot pasażerski
Producent Lockheed Corporation
Status Odwołany w 1971 roku

Lockheed L-2000 był Lockheed Corporation "wejście s w konkursie finansowany przez rząd budowy Stanów Zjednoczonych pierwszy naddźwiękowy samolot w 1960 roku. L-2000 stracił kontrakt z Boeingiem 2707 , ale ten konkurencyjny projekt został ostatecznie anulowany z powodów politycznych, środowiskowych i ekonomicznych.

W 1961 roku prezydent John F. Kennedy zobowiązał rząd do dofinansowania 75% rozwoju komercyjnego samolotu pasażerskiego, który miałby konkurować z brytyjsko-francuskim Concorde, będącym wówczas w fazie rozwoju. Dyrektor Federalnej Administracji Lotniczej (FAA), Najeeb Halaby , zdecydował się ulepszyć projekt Concorde, zamiast konkurować z nim łeb w łeb. Ze stali nierdzewnej , co może ono stanowić istotny postęp w stosunku do Zgody, przewidziała 250 pasażerów (duży w tym czasie ponad dwukrotnie więcej niż Zgody) latać Mach  2,7-3,0 i mają szeroki zakres 4,000 7400 km.

Program został uruchomiony 5 czerwca 1963 r., A FAA oszacowała, że ​​do 1990 r. Będzie rynek na 500 SST. Oficjalnie odpowiedziały firmy Boeing , Lockheed i North American . Projekt North American został wkrótce odrzucony, ale projekty Boeing i Lockheed zostały wybrane do dalszych badań.

Projektowanie i rozwój

Wczesne badania projektowe

CL-823 wykorzystywał skrzydło z zakrzywioną strzałką i zakopane silniki, L-2000 miał silniki złożone typu delta i lontów i był ogólnie większy.

Większość głównych amerykańskich firm lotniczych spędziła co najmniej jakiś czas w latach pięćdziesiątych XX wieku na rozważaniu projektów SST. Pierwsze próby Lockheeda sięgają 1958 r. Lockheed poszukiwał samolotu o prędkości przelotowej około 2 000 mil na godzinę (3 200 km / h), o prędkościach startu i lądowania porównywalnych z dużymi odrzutowcami poddźwiękowymi z tego samego okresu.

Wczesne projekty były zgodne ze stożkowym prostym skrzydłem Lockheeda, podobnym do tego używanego w myśliwcu F-104 Starfighter , z osłoną w kształcie delty do aerodynamicznego wykończenia. Podczas testów w tunelu aerodynamicznym projekt ten wykazał znaczne przesunięcia środka ciśnienia samolotu (C / L). Wymagałyby to dużych zmian trymu, ponieważ samolot zmieniał prędkość, powodując opór trymu .

Skrzydło delta zastąpiono który łagodzi część ruchu, ale nie została uznana za wystarczającą. Lockheed wiedział, że konstrukcja ze zmienną geometrią, skrzydłem wahadłowym może osiągnąć ten cel, ale uważała, że ​​jest zbyt ciężka: woleli rozwiązanie ze stałym skrzydłem. W najgorszym przypadku byli gotowi zaprojektować samolot ze stałopłatem, wykorzystując paliwo jako balast.

W 1962 roku Lockheed opracował bardzo zamiecioną, zakrzywioną strzałę, składającą się z czterech głowic silnika ukrytych w skrzydłach i kanistra. Poprawa była bliżej celu, ale nadal nie była optymalna.

Do 1963 roku wysunęli przednią krawędź skrzydła do przodu, aby wyeliminować potrzebę stosowania kanistra i ponownie uformowali skrzydło w kształt podwójnej delty z łagodnym skrętem i wygięciem . To, wraz ze starannym ukształtowaniem kadłuba, było w stanie kontrolować przesunięcie środka ciśnienia wywołane przez silnie pochyloną przednią część skrzydła rozwijającą siłę nośną naddźwiękowo. Silniki zostały przesunięte z zakopanych w skrzydłach do pojedynczych kapsuł zawieszonych pod skrzydłami.

Późniejsze studia projektowe

Pomysł artysty na L-2000 w barwach Pan Am na wysokości z pełnym dopalaczem (u góry) i wypuszczonym podwoziem

Nowy projekt został oznaczony jako L-2000-1 i miał 223 stopy (70 m) długości z wąskim kadłubem o szerokości 132 cali (335,2 cm), aby spełnić wymagania aerodynamiczne, umożliwiając pasażerom siedzenie pięciu obok siebie w wagonie i czterech - układ trzpienia w pierwszorzędnych siedzeniach. Typowy układ miejsc w klasie mieszanej obejmowałby około 170 pasażerów, a układy o dużej gęstości przekraczały 200 pasażerów.

L-2000-1 miał długi, spiczasty nos, który był prawie płaski na górze i zakrzywiony na dole, co pozwalało na poprawę wydajności naddźwiękowej i mógł być schylony do startu i lądowania, aby zapewnić odpowiednią widoczność. Konstrukcja skrzydła charakteryzowała się ostrym wewnętrznym odchyleniem do przodu wynoszącym 80 °, z pozostałą częścią przedniej krawędzi skrzydła odchyloną do tyłu o 60 °, przy całkowitej powierzchni 8,370 ft² (778 m²). Wysokie kąty omiatania wytwarzały potężne wiry na krawędzi natarcia, które zwiększały siłę nośną przy umiarkowanych do wysokich kątach natarcia , ale nadal zapewniały stabilny przepływ powietrza nad powierzchniami sterowymi podczas przeciągnięcia . Te wiry zapewniały również dobrą kontrolę kierunkową, która była nieco niewystarczająca, gdy nos był opuszczony przy niskich prędkościach. Skrzydło, choć grube tylko na 3%, zapewniało znaczną siłę nośną ze względu na dużą powierzchnię, która, wspomagana przez wirową siłę nośną, pozwalała na start i lądowanie z prędkością porównywalną do Boeinga 707 . Dodatkowo skrzydło delta jest konstrukcją naturalnie sztywną, wymagającą niewielkiego usztywnienia.

Podwozie samolotu było tradycyjnym trójkołowym typem z podwójnym kołem przednim . Każda z dwóch sześciokołowych przekładni głównych wykorzystywała te same opony, co w Douglas DC-8 , ale które były wypełnione azotem i pod niższym ciśnieniem.

Aby zapewnić optymalny termin wprowadzenia do eksploatacji, Lockheed zdecydował się zastosować wzmocnioną pochodną turbofan Pratt & Whitney J58 . J58 już z powodzeniem sprawdził się jako silnik odrzutowy o dużej mocy i wysokich osiągach w ściśle tajnym Lockheed A-12 (a następnie w Lockheed SR-71 Blackbird). Ponieważ był to silnik turbowentylatorowy, uznano go za ciszej niż typowy silnik turboodrzutowy na małej wysokości i małej prędkości, nie wymagał dopalacza do startu i pozwalał na zmniejszone ustawienia mocy. Silniki umieszczono w cylindrycznych zasobnikach z rozdzielaczem w kształcie klina i kwadratowym wlotem zapewniającym układ dolotowy do samolotu. Wlot został zaprojektowany tak, aby nie wymagał żadnych ruchomych części i był naturalnie stabilny. Aby zredukować hałas z bomów dźwiękowych , zamiast penetrować barierę dźwiękową na bardziej idealnej wysokości 9144 m (30000 stóp), zamierzali zamiast tego penetrować ją na wysokości 42000 stóp (12802 m). Nie byłoby to możliwe w upalne dni, ale w normalne dni byłoby to osiągalne. Przyspieszenie będzie kontynuowane przez barierę dźwiękową do 1,15 macha, w którym to momencie buczenie dźwiękowe będzie słyszalne na ziemi. Samolot wznosił się dokładnie, aby zminimalizować poziomy boomu dźwiękowego. Po początkowym wyrównaniu na wysokości około 71 500 stóp (21 793 m), samolot wzniósłby się w górę, ostatecznie osiągając 76 500 stóp (23 317 m). Zjazdy byłyby również wykonywane w precyzyjny sposób, aby zredukować poziomy wysięgnika dźwiękowego, aż do osiągnięcia prędkości poddźwiękowych.

Do 1964 roku rząd Stanów Zjednoczonych wydał nowe wymagania dotyczące programu SST, które wymagały od Lockheeda modyfikacji projektu, znanego obecnie jako L-2000-2 . Nowy projekt miał wiele modyfikacji w skrzydle; jedną ze zmian było zaokrąglenie przodu przedniej delty w celu wyeliminowania tendencji do przechylania się w górę . Aby zwiększyć wydajność aerodynamiczną przy dużych prędkościach, grubość skrzydła została zmniejszona do 2,3%, krawędzie natarcia zostały ostrzejsze, kąty odchylenia zmieniono z 80/60 ° na 85/62 °, a do przodu dodano znaczny skręt i pochylenie. delta; duża część tylnego trójkąta została skręcona w górę, aby umożliwić elewonom wyrównanie przy prędkości Mach 3,0. Ponadto, na spodniej stronie kadłuba, gdzie znajdują się skrzydła, dodano owiewki skrzydeł / korpusu, umożliwiając użycie bardziej normalnie ukształtowanego nosa. Aby zachować osiągi przy niskich prędkościach, tylny trójkąt został znacznie powiększony; aby zwiększyć ładowność, krawędź spływu miała odchylenie do przodu o 10 °, wydłużając wewnętrzną część skrzydła do tyłu. Nowy nosek zmniejszył całkowitą długość do 214 stóp (65,2 m), zachowując praktycznie te same wymiary wewnętrzne. Rozpiętość skrzydeł była identyczna jak poprzednio i pomimo cieńszego skrzydła, zwiększona powierzchnia skrzydła o 9,026 ft² (838,5 m²) pozwoliła na takie same osiągi startowe. Ogólny współczynnik siły nośnej samolotu do oporu wzrósł z 7,25 do 7,94.

W trakcie rozwoju L-2000-2 silnik wybrany wcześniej przez Lockheeda nie był już akceptowany. W przedziale czasowym między L-2000-1 i L-2000-2, Pratt i Whitney zaprojektowali nowy turbofan dopalający o nazwie JTF-17A , który wytwarzał większe ilości ciągu. General Electric opracował GE4, który był dopalającym silnikiem turboodrzutowym ze zmiennymi łopatkami kierowniczymi, który był w rzeczywistości słabszą z nich na poziomie morza, ale wytwarzał więcej mocy na dużych wysokościach. Podczas rejsu oba silniki wymagały dopalacza. Projekt Lockheeda faworyzował JTF-17A nad GE-4, ale istniało ryzyko, że GE wygra konkurs silników, a Lockheed wygra kontrakt na SST, więc opracowali nowe zespoły silnikowe, które mogą pomieścić dowolny silnik. Modyfikacje aerodynamiczne umożliwiły zastosowanie krótszej głowicy silnika, która wykorzystywała nowy projekt wlotu. Ten wlot charakteryzował się minimalnymi kątami zewnętrznej osłony i został precyzyjnie wyprofilowany, aby umożliwić odzyskanie wysokiego ciśnienia bez użycia ruchomych części, a także maksymalne osiągi z każdą opcją silnika. Aby umożliwić dodatkowy przepływ powietrza w celu redukcji hałasu lub poprawić wydajność dopalacza, w tylnej części kapsuły dodano zestaw zasysanych drzwiczek. Aby zapewnić zdolność hamowania w powietrzu w celu szybkiego zwalniania i szybkich zjazdów oraz wspomagać hamowanie na ziemi, część dyszy może być wykorzystana jako odwracacz ciągu przy prędkościach poniżej Mach 1,2. Strąki zostały również przeniesione na nowe skrzydło, aby lepiej chronić je przed nagłymi zmianami przepływu powietrza.

Dodatkowy ciąg nowych silników pozwolił na opóźnienie penetracji naddźwiękowej do 13 716 m (45 000 stóp) w praktycznie każdych warunkach. Ponieważ w tym momencie możliwość lotu naziemnego naddźwiękowego nadal była rozważana jako opcja, Lockheed rozważał również wersje L-2000-2B o większym zasięgu i krótszym zasięgu. Wszystkie projekty ważyły ​​dokładnie tak samo, z nowym projektem ogona, zmianami w długości kadłuba, przedłużeniem przedniej trójkąta, zwiększoną pojemnością i zmiennością pojemności paliwa. Największa wersja mogła pomieścić 250 pasażerów krajowych, a średnia wersja transatlantycka - 220 pasażerów. Pomimo zmian długości kadłuba nie było znaczącego wzrostu ryzyka zbyt dużego przechylenia samolotu w górę (nadmiernej rotacji) podczas startu.

Konkurs na projekt

W 1966 roku projekt przyjął ostateczną formę jako L-2000-7A i L-2000-7B . L-2000-7A miał przeprojektowane skrzydło i kadłub wydłużony do 273 stóp (83 m). Dłuższy kadłub pozwala pomieścić 230 pasażerów w klasie mieszanej. Nowe skrzydło miało proporcjonalnie większą deltę do przodu, z większym wyrafinowaniem skrętu i krzywizny skrzydła. Pomimo tej samej rozpiętości skrzydeł, powierzchnia skrzydeł została zwiększona do 9,424 ft² (875 m²), z nieznacznie zmniejszonym wychyleniem do tyłu o 84 ° i zwiększonym skrzydłem głównym delta o 65 °, ze zmniejszonym odchyleniem do przodu wzdłuż krawędzi spływu. W przeciwieństwie do poprzednich wersji, ten samolot miał przednią klapę, która zwiększała siłę nośną przy małych prędkościach i pozwalała na lekkie odchylenie w dół. Kadłub, w wyniku większej długości, zmian w konstrukcji skrzydła i prób dalszego zmniejszenia oporu, charakteryzował się niewielkim pionowym przerzedzeniem kadłuba, w którym znajdowały się skrzydła, bardziej wydatnym „brzuchem” skrzydła / ciała do przenoszenia paliwa i ładunku. , dłuższy nos i wyrafinowany ogon. Ponieważ samolot nie był tak stabilny kierunkowo jak poprzednio, samolot posiadał płetwę brzuszną, umieszczoną na spodzie kadłuba nadążnego. L-2000-7B został wydłużony do 293 stóp (89 m), wykorzystując wydłużoną kabinę i wyraźniej zakrzywiony ku górze ogon, aby zmniejszyć ryzyko uderzenia ogonem o pas startowy podczas nadmiernej rotacji. Oba projekty miały ten sam maksymalny ciężar 590 000 funtów (267 600 kg), a aerodynamiczny stosunek siły nośnej do oporu powietrza został zwiększony do 8: 1.

Pełnowymiarowe makiety projektów Boeingów 2707-200 i L-2000-7 zostały przedstawione FAA i 31 grudnia 1966 roku wybrano projekt Boeinga. Projekt Lockheeda uznano za prostszy w produkcji i mniej ryzykowny, ale jego osiągi podczas startu i przy dużej prędkości były nieco niższe. Ze względu na JTF-17A przewidywano również, że L-2000-7 będzie głośniejszy. Projekt Boeinga został uznany za bardziej zaawansowany, stanowiąc większą przewagę nad Concorde, a tym samym bardziej pasujący do pierwotnego mandatu projektowego. Boeing ostatecznie zmienił swój zaawansowany projekt skrzydła o zmiennej geometrii na prostsze skrzydło typu delta, podobne do projektu Lockheeda, ale z ogonem. Boeing SST został ostatecznie odwołany 20 maja 1971 roku po tym, jak Kongres Stanów Zjednoczonych wstrzymał federalne finansowanie programu SST w dniu 24 marca 1971 roku.

Dane techniczne (L-2000-7A)

Dane z

Ogólna charakterystyka

  • Załoga: 2-3 załogi lotnicze
  • Pojemność: 273 os
  • Długość: 273 ft 2 cale (83,26 m)
  • Rozpiętość skrzydeł: 116 stóp (35 m)
  • Wysokość: 14 m
  • Powierzchnia skrzydeł: 9,424 stóp kwadratowych (875,5 m 2 )
  • Masa własna: 107,955 kg (238000 funtów)
  • Maksymalna masa startowa: 590 000 funtów (267619 kg)
  • Silnik: 4 × General Electric GE4 / J5M lub Pratt & Whitney JTF17A-21L dopalające silniki turboodrzutowe , ciąg 50000 lbf (220 kN) każdy GE4 na sucho, 65000 lbf (290 kN) z dopalaczem

Występ

  • Maksymalna prędkość: Mach 3
  • Zasięg: 4000 nm (4600 mil, 7400 km)
  • Pułap: 76,500 stóp (23,300 m)
  • Skrzydło ładowanie: 62,61 funta / stopę kwadratową (305,7 kg / m 2 )

Zobacz też

Samoloty o porównywalnej roli, konfiguracji i epoce

Powiązane listy

Bibliografia

Dalsza lektura

  • Boyne, Walter J , Beyond the Horizons: The Lockheed Story . Nowy Jork: St. Martin's Press, 1998. ISBN   0-312-19237-1 .
  • Francillon, René J, Lockheed Aircraft Od 1913 roku . Annapolis, Maryland: Naval Institute Press, 1987. ISBN   0-87021-897-2 .

Linki zewnętrzne