Летающие крылья компании Armstrong-Whitworth: планер AW.52G и экспериментальный самолет A.W.52. Великобритания

15
8
Летающие крылья компании Armstrong-Whitworth: планер AW.52G и экспериментальный самолет A.W.52. Великобритания

Летающие крылья компании Armstrong-Whitworth: планер AW.52G и экспериментальный самолет A.W.52. Великобритания

Авиационных конструкторов и аэродинамиков уже давно привлекала концепции самолета-бесхвостки или летающего крыла, в которых сопротивление фюзеляжа и хвостового оперения были устранены, и время от времени в попытках использовать теоретические преимущества этих конфигураций тратилось множество средств и усилий. Дж. У. Данн (J. W. Dunne) был, вероятно, первым, кто (в 1909 году) на своем аэроплане применил компоновку самолета-бесхвостки. Однако его машине требовалось введение системы автоматической устойчивости.

Позднее между войнами много исследований было посвящено серии Westland-Hill Pterodactyl, и затеме после окончания Второй Мировой войны к этим компоновкам возвращались компании de Havilland с D.H.108 и General Aircraft со своими планерами со стреловидным крылом. Более амбициозными были прошедшие длительные испытания в Америке огромные самолеты Northrop XB-35 и XB-49 и эксперименты британской компании Armstrong Whitworth: во-первых, с планером A.W.52G, а во-вторых, в 1947 году, с реактивным экспериментальным самолетом A.W.52.

Объектом проектов Armstrong Whitworth было объединить достоинства компоновки самолета-бесхвостки с не менее привлекательными преимуществами крыла с ламинарным профилем. Еще в 1942 году Ллойд (Lloyd) запросил у Управления научных исследований Министерства снабжения (Directorate of Scientific Research of the Ministry of Supply) разработать полномасштабное сечение крыла, подходящее для исследований сопротивления ламинарного потока в аэродинамической трубе Национальной физической лаборатории. Необходимым условием такого крыла была поверхность, в которой отклонения от плавной кривой были ограничены несколькими тысячными долями дюйма. Это было достигнуто на образце с металлическими стенками с размахом 8 футов (2,4 м) и хордой 6 футов (1,8 м). При проведении испытаний в аэродинамической трубе Национальной физической лаборатории это крыло сохраняло ламинарное обтекание до 60% длины хорды, в результате чего профильное сопротивление было сокращено примерно вдвое от обычного значения. Позднее компания Armstrong Whitworth построила крыло с ламинарным профилем NACA и установила его на Hurricane-е. Благодаря использованию специальных методов строительства, на этом крыле была достигнута гладкость поверхности в очень малых пределах, но только на ограниченный период времени, поскольку мух и грязи, прилипающих к поверхности во время полета, было достаточно, чтобы привести к распаду ламинарного потока.

Несмотря на эти трудности, достоинства ламинарного профиля была достаточно заметны для проведения дальнейших экспериментов, и Ллойд рассчитал, что сочетание непосредственно бесхвостой компоновки и ламинарного крыла привело бы к машине с общим паразитным сопротивлением около одной трети, от соответствующей величины самолета с обычной компоновкой. Такой перспективный прогноз естественным образом привел к спекуляциям о возможности реактивного лайнера, в конструкции которого были бы включены эти два принципа. У Ллойда было множество дискуссий по этому поводу с Дж. Л. Нейлером (J. L. Nayler) из Национальной физической лаборатории и с членами необычно названного «Бесхвостого комитета» («Tailless Committee») Управления научных исследований. В этом типе самолета предусматривалось, что все должно быть расположено в пределах крыла, и поэтому минимальная высота помещения человека определяла толщину крыла и, следовательно, размеры самолета. На этом основании считалось, что размах крыла должен был быть не менее 160 футов (48,8 м), с соответствующим весом приблизительно от 180000 фунтов до 200000 фунтов (от 81648 кг до 90720 кг). Применение реактивных двигателей, которые были бы полностью утоплены в крыле, могло бы исключить негативное воздействие спутной струи воздушных винтов на ламинарное течение над крылом. Вес конструкции такого самолета должен был быть низким, отчасти из-за отсутствия фюзеляжа и хвостового оперения, а отчасти потому, что распределение нагрузки по размаху крыла позволит снизить в нем изгибающие моменты.

В качестве первого шага на пути к этому дальновидному проекту была разработка конструкции, известной как A.W.50. Это должен был быть самолет со стреловидным крылом, нормальными килем и рулем направления, но без горизонтального оперения. Силовая установка должна была состоять из четырех турбовентиляторных реактивных двигателей Metropolitan-Vickers. В настоящее время никакие другие подробности этого проекта не доступны, и то же отсутствие информации относится к проекту A.W.51, который должен был быть построенным в качестве планера испытательным летательным аппаратом в масштабе 1:3 для A.W.50. Однако размышления над проектом внесли в него существенные изменения. В 1943 году были начаты работы над A.W.52G – другим планером, который был предназначен быть моделью в масштабе 1:2 оснащенного двигателями A.W.52, который в свою очередь составлял около половины размеров проектируемого авиалайнера. Целью планера было получение аэродинамических данных и изучение аспектов управляемости и устойчивости конфигурации бесхвостки. Планер был выбран для экономии времени, и по той же причине было решено построить его в основном из дерева. Крыло A.W.52G, имевшее профиль NACA, было построено из трех секций; центральная секция имела стреловидную переднюю кромку, а две консоли были суживающимися с увеличенной стреловидностью. Экипаж из двух человек был размещен во встроенной в центроплан крыла гондоле с прозрачным куполом, поднимающимся над верхней поверхностью крыла. Самолет управлялся установленными на законцовках крыла элевонами, совмещавшими функции рулей высоты и элеронов, работавших совместно для прежних обязанностей и раздельно для недавних. Элевоны были шарнирно закреплены к задней кромке так называемым «корректоров», которые сами были шарнирно прикреплены к крылу. Эти корректоры были использованы для обеспечения дифферентовки и для корректировки момента тангажа, вызванного работой закрылков Фаулера, занимавших заднюю кромку центральной секции. Кроме того на верхней поверхности крыла были установлены убирающиеся интерцепторы, взаимосвязанные с элевонами. Управление по курсу осуществлялось установленными на законцовках крыла килями и рулями направления; при выполнении путевого управления внешние рули направления отклонялись на больший угол, чем поверхности, расположенные на внутренней части. В нижней части каждого руля направления в обтекаемом кожухе находился противоштопорный парашют.

Чтобы предотвратить срыв на законцовках крыла на низкой скорости на консолях крыла было установлено управление пограничным слоем. Это было достигнуто путем отсасывания воздуха в пограничном слое в каналы, расположенные в передних частях элевонов, таким образом предотвращая срыв воздушного потока над крылом и задерживая концевой срыв потока. Тот же эффект можно было бы получить использованием автоматических предкрылков, но их установка не соответствовала бы характеристикам ламинарного потока крыла. Энергия для всасывания воздуха в каналы поступала от установленных на нижней плоскости крыла ветронасосных установок.

Структура крыла состояла из одного коробчатого лонжерона, построенного из ели и фанеры, и нервюр из тех же материалов. Кроме того в центроплане был вспомогательный лонжерон, несший нагрузку носового колеса, которое как и основные стойки шасси, было неубираемым. Передняя и задняя кромки крыла были покрыты деревянной обшивкой, а остальная часть – «плимаксом» («Plymax») – коммерческое название продукта, состоящего из склеенных между собой фанеры и листа из легких сплавов.

Проектные работы по A.W.52G началось в мае 1942 года, первое дерево было срублено в марте 1943 года и 2 марта 1945 года планер под управлением Тернера-Хьюза (Turner-Hughes) был отбуксирован Whitley в его первый полет. В этом первом полете планер, несший кокарды Королевских ВВС и серийный номер RG324, на высоте 12000 футов (3658 м) был отцеплен, однако во время последующих летных испытаний нормальная высота отцепки была 20000 футов (6096 м), позволяя самолету до посадки в Бэгинтоне (Baginton) находиться в воздухе около получаса или более. Летные испытания планера подтвердили большинство из предыдущих расчетов, касающихся устойчивости и управляемости, и хорошо согласовывались с результатами аэродинамических экспериментов. Снижение передаточного отношения в контурах элевонов было признано единственным необходимым изменением в элементах управления. В конце срока службы, который длился около двух лет, A.W.52G был установлен недалеко от главных ворот бэгинтонского завода, где он экспонировался, пока в конце 1950-х он из-за ветхости он не был удален и отправлен на слом.

Планер предоставил полезную информацию о проблемах управляемости и устойчивости на низких скоростях, но высокоскоростные опытно-конструкторские работы могли проводиться только на летательном аппарате с силовой установкой, который, как уже упоминалось ранее, сам по себе был шагом на пути к большому шестимоторному реактивному авиалайнеру, проект которого уже активно изучался в компании. В соответствии с этой политикой, в конце 1944 года Министерство снабжения заключило с Armstrong Whitworth контракт на два экспериментальных самолета, которые должны были изготавливаться по выданной Министерством авиации спецификации E.9/44. Хотя изначально A.W.52 был задуман как экспериментальный самолет, в случае успеха он мог использоваться в качестве скоростного почтового самолета, и в его конструкции было предусмотрено размещение 4000 фунтов (1814 кг) груза. По очертаниям A.W.52 был похож на планер и имел размах крыла 90 футов (40,8 м) и расчётный общий полетный вес 34150 фунтов (15490 кг). Первый самолет имел два турбореактивных двигателя Rolls-Royce Nene c 5000 фунтов (2268 кг) статической тяги каждый; оба самолета имели цельнометаллическую конструкцию. Двигатели были утоплены в центроплане крыла по обе стороны гондолы, которая была спроектирована перед передней кромкой крыла и в которой экипаж из двух человек размещался тандемом, причем катапультируемое кресло Martin-Baker было предоставлено только пилоту. Максимальная разница давления в кабине экипажа была доведена до в 3,5 фнт/дйм² (2461 кг/м²), которая на высоте 31000 футов (9449 м) создавала в кабине давление, соответствующее высоте полета в 17000 футов (5182 м). Топливо общей емкостью 1700 галлонов (7728 л) размещалось в восьми отдельных баках; все баки использовались для полетов на максимальную дальность, однако, как правило, из восьми баков использовались только шесть, имеющих общую емкость 1245 галлонов (5660 л). Крыло имело относительную толщину, уменьшающуюся от 18% до 15% у законцовок; консоли имели стреловидность передней кромки 43,5 град. Секция крыла, которая незначительно менялась от корня до законцовок, имела профиль, разработанный НФЛ и, в теории, обеспечивавший ламинарный поток на 55% длины хорды. Задняя кромка центроплана была занята закрылком Фаулера, который был должным образом выпукл, чтобы пройти под выступающими соплами.

Управление A.M.52 было в основном схоже с управлением планером; элевоны, как и прежде, крепились на шарнирах к корректорам и включали так называемую систему балансировки Ирвинга, в которой часть поверхности элевона перед шарниром была размещена в расположенной в пределах толщины корректора герметичной камере повышенного давления. Уравновешивающие силы подавались давлением воздуха, который подавался в камеру через каналы в верхней и нижней поверхностях крыла. Концевые шайбы и рули направления были того же типа, что и у планера, имеющего аналогичное дифференциальное перемещение. Для предотвращения концевого срыва снова было установлено управление пограничным слоем с размещением всасывающих каналов, расположенных на середине хорды перед корректорами. В случае A.W.52 для обеспечения необходимого всасывания были использованы турбореактивные двигатели. Для этой цели всасывающие патрубки в крыле были соединены каналами с воздухозаборниками двигателей, где управляемые клапаны позволяли, по мере необходимости, регулировать количество всасываемого воздуха. Управление пограничным слоем включалось на больших углах атаки, и процесс был организован таким образом, что открытие клапанов в воздухозаборниках регулировалось либо обратным движением ручки управления, либо закрытием дросселей, либо их комбинацией.

Для того чтобы добиться необходимой для поддержания ламинарного потока гладкой поверхности крыла должны были быть разработаны специальные методы строительства. В сущности, используемая система включала в себя соединение двух половинок крыла снаружи внутрь. Верхняя и нижняя части обшивки, из уже прокатанного соответствующего профиля, удерживаются внешними приспособлениями точно формирующими требуемый профиль крыла. На внутренней поверхности этой обшивки были добавлены расположенные вдоль размах крыла стрингеры, а к верхней и нижней половинам, при необходимости, добавлялись нервюры и коробчатый кессонный лонжерон. Наконец, обе секции были объединены, в результате чего на всем крыле отклонения от образующей наружной поверхности составляли менее двух тысячных дюйма. Другими особенностями A.W.52 были убирающееся шасси с носовой стойкой и тепловое антиобледенение крыла с использованием горячих газов, взятых из сопел реактивных двигателей и смешанных с холодным воздухом, поступавшим от размещенного за пределами капота воздухозаборника совкового типа.

A.W.52 с серийным номером TS363 совершил свой первый полет 13 ноября 1947 года с аэродрома в Боскомб-Дауне (Boscombe Down), в то время как второй самолет, впервые взлетевший 1 сентября 1948 года, (серийный номер TS368) отличался от первого только тем, что был оснащен турбореактивными двигателями Rolls-Royce Derwent с тягой 3500 фунтов (1588 кг). A.W.52, TS363, показал впечатляющие характеристики во время своего первого публичного выступления в сентябре 1948 года на показе Общества британских авиаконструкторов (SBAC Show) в Фарнборо, но на испытаниях с самого начала результаты были разочаровывающими: хотя версия, оснащенная двигателями Nene была способна развить скорость около 500 миль/ч (805 км/ч) истинный ламинарный поток не был достигнут, и Ллойд пришел к выводу, что этот поток не мог быть сохранен на стреловидном крыле. В дополнение к этому был естественный недостаток самолетов-бесхвосток, у которых ограничения продольного управления приводят к крылу, имеющему более низкий коэффициент максимальной подъемной силы, чем у нормальных самолетов. Поскольку A.W.52 не обладал длинными плечами рычагов, предоставляемыми обычными фюзеляжем и стабилизатором, нагрузка на элевоны, необходимая для поднятия носа самолета была обязательно большой, и это, как правило, сводило на нет подъемную силу, полученную от закрылков. В результате это приводило к значительному увеличению длин посадки и взлета A.W.52 по сравнению с обычными самолетами с такой же нагрузкой на крыло.

30 Мая 1949 года во время испытательного полета на одной из законцовок крыла TS363 ассиметричный флаттер развился и быстро распространился по всему размаху крыла, тряся самолет до такой степени, что пилот Дж. О. Ланкастер (J. O. Lancaster) был вынужден покинуть самолет и тем самым, кстати, получить честь стать первым человеком, во всяком случае в Соединенном Королевстве, использовавшим в чрезвычайных ситуациях катапультируемое кресло Martin-Baker. К счастью оставленный на произвол судьбы самолет прекратил флаттер и спланировал вниз на землю, чтобы сесть на открытой местности с небольшим для себя ущербом. После этого инцидента, а также в связи с разочаровывающими результатами испытаний, дальнейшее развитие компоновки «летающее крыло» на Armstrong Whitworth предпринято не было, поскольку компания уже обратила свое внимание на более традиционный авиалайнер с турбовинтовыми двигателями. Второй A.W.52 был передан Королевскому авиационному НИИ (Royal Aircraft Establishment) в Фарнборо, где его использовали для экспериментальных полетов, пока он, наконец, не был продан в июне 1954 года.

схема планера A.W.52G

схема планера A.W.52G

A.W.52G во время строительства в Бэгинтоне; фотография сделана в августе 1944 года

A.W.52G во время строительства в Бэгинтоне; фотография сделана в августе 1944 года

конструкция A.W.52G была в основном из дерева

конструкция A.W.52G была в основном из дерева

построенный A.W.52G, RG324; фотография сделана 3 марта 1945 года - на следующий день после первого полета

построенный A.W.52G, RG324; фотография сделана 3 марта 1945 года — на следующий день после первого полета

вид спереди на A.W.52G; чистые линии нарушались только неубирающимися шасси

вид спереди на A.W.52G; чистые линии нарушались только неубирающимися шасси

недостроенная кабина A.W.52G с ее простым, но несколько бессистемным, расположением оборудования

недостроенная кабина A.W.52G с ее простым, но несколько бессистемным, расположением оборудования

после отцепления на высоте 20000 футов A.W.52G мог оставаться в воздухе в течение около получаса (Чарльз Э. Браун [Charles E. Brown])

после отцепления на высоте 20000 футов A.W.52G мог оставаться в воздухе в течение около получаса (Чарльз Э. Браун [Charles E. Brown])

A.W.52G буксируется в воздухе

A.W.52G буксируется в воздухе

схема экспериментального самолета A.W.52

схема экспериментального самолета A.W.52

первый A.W.52, TS363, с двумя турбореактивными двигателями Rolls-Royce Nene с тягой 5000 фунтов

первый A.W.52, TS363, с двумя турбореактивными двигателями Rolls-Royce Nene с тягой 5000 фунтов

необычный ракурс второго A.W.52, TS368; этот самолет был оснащен двумя турбореактивными двигателями Rolls-Royce Derwent с тягой 3500 фунтов

необычный ракурс второго A.W.52, TS368; этот самолет был оснащен двумя турбореактивными двигателями Rolls-Royce Derwent с тягой 3500 фунтов

A.W.52, TS363, на испытаниях в Бэгинтоне

A.W.52, TS363, на испытаниях в Бэгинтоне

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Тип: A.W.52

Назначение: экспериментальный самолет

Силовая установка: два турбореактивных двигателя Rolls-Rovce Nene, развивавших 5000 фнт (2268 кг) статической тяги каждый

Размеры:

A.W.52G A.W.52
размах крыла 53 футов 10 дюймов (16,41 м) 90 футов (27,43 м)
длина 19 футов 4 дюйма (5,89 м) 37 футов 4 дюйма (11,38 м)
высота 8 футов 4 дюйма (2,54 м) 14 футов 5 дюймов (4,39 м)
площадь крыла 443 кв. фута (41,2 м²) 1314 кв. фута (122,1 м²)

Масса:

пустого 19660 фнт (8917 кг)
максимальная 34150 фнт (15490 кг)

Летные характеристики:

максимальная скорость
на уровне моря 500 миль/ч (805 км/ч)
на высоте 36000 футов (10973 к) 480 миль/ч (773 км/ч)
скороподъемность
на уровне моря 4800 фт/мин (24,4 м/с)
на высоте 20000 футов (6096 м) 3000 фт/мин (15,2 м/с)
на высоте 36000 футов (10973 м) 1600 фт/мин (18,3 м/с)
дальность полета 1500 миль (2414 км)

Емкость топливных баков: 1700 галл (7728 л)

источник: Oliver Tapper «Armstrong-Whitworth Aircraft since 1913», pp.287-296

Комментировать

Пожалуйста, авторизуйтесь чтобы добавить комментарий.
  Подписаться  
Уведомление о
×
Зарегистрировать новую учетную запись
Сбросить пароль
Compare items
  • Включить общее количество Поделиться (0)
Сравнить