Lockheed L-2000

De la Wikipedia, enciclopedia liberă.
Salt la navigare Salt la căutare
Lockheed L-2000
Lockheed L-2000 mockup.jpg
Lockheed L-2000 mockup
Descriere
Tip aeronave de transport supersonice
Constructor Statele Unite Lockheed
Prima întâlnire de zbor nu
Data intrării în serviciu nu
Exemplare un model de lemn la scară largă
Dimensiuni și greutăți
Lungime 83,26 m (273 ft 2 in )
Anvergura 35,36 m (116 ft)
Suprafața aripii 875 m² (9,424 ft²)
Greutate goală 107 900 kg (238 000 lb )
Pasagerii 273
Propulsie
Motor 4 turbomotoare GE4 / J5M sau Pratt & Whitney JTF17A-21L
Împingere 63 200 lb fiecare
Performanţă
Viteza de croazieră 3 Ma
Autonomie 7 400 km (4 000 mi )
Tangenta 23 317 m (76 500 ft)
Notă Datele de proiectare se referă la versiunea L-2000-7A

[1] [2]

intrări de avioane civile pe Wikipedia

Lockheed L-2000 a fost un avion propus de Lockheed Corporation pentru o licitație promovată în anii 1960 de guvernul Statelor Unite pentru dezvoltarea unui avion de transport supersonic (SST). Boeing 2707 a câștigat acel contract, dar proiectul a fost totuși anulat ulterior din motive politice, economice și de mediu.

Istoria proiectului

În 1961, președintele Kennedy a lansat un program de dezvoltare finanțat de guvern de 75% pentru un avion de linie care ar putea concura cu performanțele proiectului anglo-francez Concorde . Specificațiile programului SUA, impuse de directorul de atunci al Administrației Aviației Federale (FAA), erau foarte solicitante, în vederea obținerii unui avion semnificativ mai bun decât Concorde, cu o capacitate de 250 de pasageri, o viteză de croazieră între Mach 2, 7 și 3 și o autonomie de aproximativ 7400 km.

Programul a fost lansat pe 5 iunie 1963, cu FAA ipotezând o piață pentru 500 de astfel de aeronave până în 1990. Boeing , Lockheed și nord-americanul și- au prezentat imediat propunerile și, în timp ce proiectul nord-american a fost în curând aruncat, cele ale Boeing și Lockheed au fost selectate pentru analize ulterioare.

Primele studii

La fel ca Boeing, Lockheed începuse să studieze soluții pentru un SST încă din 1958. Performanța inițială a inclus o viteză de croazieră de aproximativ 3 200 km / h și viteze de decolare și aterizare similare cu cele ale avioanelor de transport subsonice contemporane. Un alt obiectiv era să poți controla centrul de presiune pe toată gama de viteze. Lockheed știa că o soluție cu aripi cu geometrie variabilă a fost capabilă să rezolve problema, dar a evaluat și dezavantajele din punct de vedere al greutății și al complexității construcției, aruncând-o în favoarea unei aripi fixe și a utilizării posibile a combustibilului ca balast care trebuie mutat. în mod corespunzător în zbor.

Compararea vizualizărilor în plan ale Lockheed Cl-823 și L-2000

Primele studii Lockheed au avut în vedere o aripă trapezoidală ca cea a lui F-104 , cu în plus aripioare de canard delta pentru a obține stabilitatea longitudinală necesară, dar experimentele tunelului de vânt au arătat variații prea bruste ale coeficientului de ridicare (C L ). Aripa delta a fost apoi luată în considerare, ceea ce a atenuat problema, dar nu suficient. Motoarele au fost „înecate” în aripi și au revenit la o configurație canard cu modelul numit CL-823 . În 1963, aripa a fost modificată în funcție de o deltă dublă, partea frontală a aripii arătând un unghi de săgeată mai pronunțat și alungit spre nasul aeronavei, astfel încât prezența aripioarelor de canard să fie superfluă și răsucită într-un mod adecvat. Aceste soluții, împreună cu designul optim al fuselajului, au reușit să contracareze deplasarea înainte a centrului de presiune caracteristic aripilor cu unghiuri de săgeată ridicate. [3] Motoarele au fost apoi repoziționate în nacele individuale atârnate de aripi.

Versiuni ulterioare

Această versiune a fost desemnată ca L-2000-1 , cu o lungime așteptată de 70 de metri și un fuselaj cu un diametru de aproximativ 3,35 metri, putând aranja pasagerii pe rânduri de 5 locuri în clasa economică și 4 în clasa întâi. În cazul unei configurații mixte, capacitatea ar fi fost de 170 de pasageri, în timp ce pentru o configurație cu densitate mare capacitatea a crescut la peste 200 de locuri. [4]

L-2000-1 avea un nas conic aproape plat în partea de sus și ușor curbat în partea de jos pentru a asigura performanțe aerodinamice bune la viteză supersonică. La fel ca în cazul Concorde, în timpul decolării și aterizării, partea din față a nasului a fost coborâtă pentru a asigura o vizibilitate mai bună pentru piloți.

Aripa delta dublă avea o rădăcină cu un unghi de săgeată de 80 °, în timp ce partea exterioară avea un unghi de săgeată de 60 °, pentru o suprafață totală de aproximativ 778 m². Pe măsură ce unghiul de atac a crescut, unghiul mare de deviere a rădăcinii a generat vârtejuri de margine care au crescut ridicarea, [2] favorizând stabilitatea aerodinamică a debitului pe suprafețele de control în timpul blocării . Vitezele de aterizare și decolare au fost în esență comparabile cu cele ale Boeing 707 .

Trenul de aterizare era de tip triciclu, cu roți duble pe piciorul din față și un tren de șase roți (aceleași montate pe Douglas DC-8 ) pentru fiecare picior al trenului principal.

Pentru a asigura orele acceptabile de intrare în funcțiune, Lockheed a optat pentru o versiune derivată din turboventilatorul Pratt & Whitney J58 . J58 a demonstrat deja o forță și o performanță excelente pe Lockheed SR-71 . Fiind un turboventilator, era în mod natural mai puțin zgomotos la altitudine și viteză reduse decât turboreactorul, eliminând utilizarea decolării după arzător . Motoarele erau găzduite în nacele protejate de pereți etanși pentru a evita ingestia stratului limită al aripii. Admisiile de aer au fost poziționate mult în aval de marginea anterioară a aripii, astfel încât să fie mai puțin supuse variațiilor de debit rezultate din diferitele configurări ale diferitelor faze și manevre de zbor. Una dintre caracteristicile lor a fost și pornirea automată, care, datorită rampelor fin perforate, a permis funcționarea corectă a admisiei de aer fără utilizarea unor mecanisme complexe pentru geometrie variabilă. [5]

Studiile preliminare efectuate de Lockheed au prezis că brațul sonor generat la peste 40.000 de picioare la o viteză între Mach 1 și Mach 1.5 era esențial inaudibil la sol. A fost apoi propus un profil de misiune cu o altitudine supersonică de zbor de intrare de 42.000 de picioare, cu accelerație până la Mach 1.15 și urcare cu viteză constantă la 71.000 de picioare. Ulterior, aeronava va atinge viteza de croazieră și va continua să urce treptat la o altitudine de 23.500 de metri. Coborârea ar urma, de asemenea, un anumit profil pentru a minimiza nivelul brațelor sonore până la atingerea vitezei subsonice. [6]

Modelul Lockheed L-2000 folosit de NASA pentru testele tunelului eolian

În 1964, guvernul Statelor Unite a schimbat specificațiile programului SST, forțând Lockheed să modifice designul, numit acum L-2000-2 . Noul design a adus numeroase modificări aripilor. Pentru a crește eficiența aerodinamică, grosimea maximă a aripii a fost redusă la 2,3% din coardă, marginile anterioare au fost mai ascuțite, unghiurile săgeții au trecut de la 80/60 ° la 85/62 ° și o urzeală substanțială la delta frontală în timp ce partea din spate a aripii a fost deformată în sus, astfel încât să lase (la Mach 3) elevonii paraleli cu fluxul de aer de la marginea din spate a aripii, căreia i s-a dat și un unghi de săgeată negativă (înainte) cu 10 °. Au fost introduse carenaje noi între fuzelaj și aripi, ceea ce a permis utilizarea unui nas mai scurt și mai puțin ascuțit, care a permis reducerea lungimii totale a aeronavei la 65,2 metri, menținând în același timp volumul intern. Medie Eficiența aeronavei a crescut 7.25-7.94. [7]

În timpul dezvoltării modelului L-2000-2, motorul ales de Lockheed nu a mai fost considerat satisfăcător. Între timp, Pratt și Whitney proiectaseră un turboventilator cu tracțiune mai mare ( JTF-17A ) în timp ce General Electric propusese GE4 , un turboreactor cu post-arzător și statori cu compresor cu geometrie variabilă care aveau performanțe mai mici la viteze mici, dar care erau mai eficiente la viteze de croazieră . Lockheed a continuat să prefere motoarele Pratt, dar riscul ca GE-4 să câștige cursa pentru motorul SST i-a determinat să reproiecteze nacelele motorului, astfel încât unul sau altul să poată fi instalat indiferent. Pentru a crește debitul de aer pentru a reduce zgomotul sau pentru a îmbunătăți eficiența arzătorului post , au fost introduse trape în zona din spate a nacelelor, în timp ce o parte a duzei de evacuare ar putea fi orientată pentru a acționa ca o frână de aer la viteze sub Mach 1 , 2 sau ca inversor de împingere la sol. [5]

Pentru a rezista temperaturilor generate de viteza mare de zbor, a fost prevăzută o utilizare largă a aliajelor de titan (în special Ti 8-1-1) pentru aripi și fuselaj. Extinderea datorată gradienților termici consecutivi a fost luată în considerare în faza de proiectare, prin furnizarea de ondulații și adâncituri pe panouri de-a lungul direcției corzilor aripilor. [8]

În timpul fazei preliminare a studiului, posibilitatea supravegherii supersonice a zonelor locuite nu fusese încă exclusă. Prin urmare, a fost avută în vedere și o versiune cu rază scurtă de acțiune cu o greutate mai mare la decolare, capabilă să transporte 250 de pasageri pe rute continentale contra 220 în versiunea cu rază lungă de acțiune.

Competiție

Modelul Lockheed L-2000-7 în tunelul vântului

În 1966, proiectul a luat forma finală cu versiunile L-2000-7A și L-2000-7B . L-2000-7ª a arătat o aripă reproiectată (în deformare și curbură), iar fuselajul s-a extins la 83 de metri pentru transportul a 230 de pasageri într-o configurație de clasă mixtă. Unghiul săgeții înainte a fost redus la 84 °, în timp ce cel din spate a fost mărit la 65 °, iar clapele de margine din față au fost prezente pentru a crește ridicarea la viteze mici. Fuzelajul a fost remodelat prin subțierea acestuia la aripi, lărgirea acestuia în partea inferioară pentru a crește capacitatea de încărcare (combustibil și bagaje) și conicizarea în continuare a nasului și a cozii. Pentru a crește stabilitatea direcțională, s-a adăugat o aripă ventrală poziționată în spate sub fuzelaj. Versiunea L-2000-7B, pe de altă parte, avea un fuselaj alungit la 89 de metri, cu o cabină de pasageri mai mare și o curbură mai pronunțată a cozii în sus, pentru a evita coliziunile cu pista în timpul decolării. Pentru ambele, greutatea maximă la decolare a fost de 267.600 kg, iar eficiența de 7.94: 1.

Reproduceri în mărime naturală ale modelelor Boeing 2707-200 și L-2000-7 au fost prezentate în vara anului 1966 la FAA, iar designul Boeing a fost ales la 31 decembrie 1966. [2] Lockheed's a fost considerat mai simplu și mai simplu. mai puțin problematică în construcție, dar cu decolare mai mică și performanță la viteză redusă. Proiectul Boeing a fost considerat mai avansat din punct de vedere tehnologic, mai capabil să rivalizeze cu Concorde și, prin urmare, mai receptiv la cerințele inițiale ale FAA.

Mai târziu, însă, Boeing a fost forțat să-și reia pașii abandonând configurația aripilor cu geometrie variabilă pentru cea mai simplă a lui Lockheed (dar cu adăugarea unui plan orizontal de coadă). Din cauza unor probleme tehnice, întârzieri, depășiri bugetare, probleme de impact asupra mediului, proiectul SST al Boeing a fost anulat definitiv la 20 mai 1971 după ce Congresul Statelor Unite a votat (24 martie 1971) suspendarea finanțării federale.

Avioane comparabile

Franţa Regatul Unit Franța - Regatul Unit
Statele Unite Statele Unite
Uniunea Sovietică Uniunea Sovietică

Notă

  1. ^ Reithmaier , paginile 255-256 .
  2. ^ A b c (EN) Lockheed L-2000 SST , în GlobalSecurity.org . Adus pe 19 iunie 2012 .
  3. ^ Reithmaier , pagina 241 .
  4. ^ Reithmaier , pagina 242
  5. ^ a b Reithmaier , pagina 253 .
  6. ^ Reithmaier , pagina 243 .
  7. ^ Reithmaier , paginile 247-249 .
  8. ^ Reithmaier , pagina 254 .

Bibliografie

  • Boyne, Walter J, Dincolo de orizonturi: povestea Lockheed . New York: St. Martin's Press, 1998. ISBN 0-312-19237-1 .
  • Francillon, René J, Lockheed Aircraft Din 1913 . Annapolis, Maryland: Naval Institute Press, 1987. ISBN 0-87021-897-2 .
  • (EN) Larry Reithmaier, Mach 1 and Beyond: The Illustrated Guide to High-Speed ​​Flight, McGraw-Hill Professional, 1994, ISBN 9780070520219 .

Alte proiecte

linkuri externe