Проект 100-тонного самолета схемы «летающее крыло» компании junkers

Статья Ганса Юстуса Мейера «100 Tonnen Nurflugel. Ein Junkers-Entwurf von 1930» из издания «Luftfahrt international» 05-06/81 была переведена глубокоуважаемым сотрудником NF и мало доработана мной. Перевод был выполнен в сентябре 2015 года.

По теме Хуго проекта и юнкерса самолета-«летающее крыло» одним читателей отечественного издания был предоставлен один очень занимательный доклад ZWB, датированный 1943 годом. Он содержит материал об одном проекте трансокеанского самолета, выполненного по схеме «летающее крыло». Проект 100-тонного самолета был создан в первой половине 30-ых годов двадцатого века исследовательским центром компании Junkers, которым руководил Филипп фон Доепп (Philipp von Doepp), занимавшийся изучением технической аэрогидродинамики (Stromungstechnik).

Во вводной части материала, составленного по итогам этих ранее исследований, Филипп фон Доепп упоминал, что не смотря на то, что речь заходит о итогах изучений проводившихся в 1925-1931 годы, в действительности изучения по теме «летающее крыло» могли быть совершены лишь во время с 1929 по 1932 годы. Подтверждением тому помогает и высказывание автора материала, размещённого в выпуске 18 (1976 год) издания «Luftfahrt International» (стр. 2799), где упомянуто о регистрации патента варианта самолета выполненного по схеме «летающее крыло» которой Хуго Юнкерс придавал особенное значение. «Планеры» во время с 1 февраля 1910 года до приблизительно 1930 года несколько раз упоминаются в проектах, созданных компанией Junkers. *

По окончании создания Филиппом фон Доеппом концепции перевозки грузов и большого количества пассажиров громадной массы на большие расстояния с высокой скоростью была начата разработка проекта самолета «летающее крыло». Предполагалось, что грузопассажирские перевозки самолетом данной компоновки потребуют меньших затрат, чем перелеты самолетами, изготовленными по классической схеме, и будут выполняться на громадных высотах и с намного большей скоростью. В последнем пункте Филипп фон Доепп совершил ошибку.

На протяжении изучений было рассмотрено пара компоновок и в аэродинамической трубе были совершены бессчётные опробования, на протяжении которых определялось самоё оптимальное размещение винтов, обтекателей валов, создаваемое ими сопротивление и сопротивление выступающих из крыла в поток дополнительных элементов конструкции самолета (в этом случае обращение шла об наблюдательных огневых пунктах и оборонительных точках) и т.п..

Размышления, касавшиеся динамической и статической устойчивости разных вариантов самолета, выполненного по схеме «летающее крыло», привели Филиппа фон Доеппа к конфигурации со стреловидными консолями крыла и с прямой центральной частью.

По окончании того как первоначально выбранная стреловидность консолей крыла в 25° дала неудовлетворительные результаты по обстоятельству срыва потока воздуха у законцовок крыла, значительного изменения и низкой скороподъёмности положения центра тяжести, угол стреловидности был уменьшен до 20°, по окончании чего удалось добиться приемлемой устойчивости. направляться упомянуть, что в докладе были приведены схемы в трех проекциях самолета, у которого передняя кромка консолей крыла имела стреловидность в 30°, что соответствовало стреловидности на ¼ длин хорд крыла в 25° – значению стреловидности, которое при изучениях в аэродинамической трубе не давала какого-либо преимущества.

Исходя из этого возможно высказать предположение, что в этом случае представленный Филиппом фон Доеппом проект не был решением.

На это показывало да и то, что в компании Junkers имелись еще другие варианты самолета, выполненного по схеме «летающее крыло», и что изображенный на чертежах вариант воображал собой промежуточное ответ между классической схемой и «летающим крылом». Об этом проекте либо о вторых вариантах, быть может, еще будет поведано позднее.

Не смотря на то, что в то время Германии еще не разрещалось создавать армейские самолеты, в компании Junkers – как и при с G 38 – кроме гражданского варианта разрабатывали и его военную версию в виде бомбардировщика с взлетным весом 100 тысячь киллограм.

При разработке гражданской версии 100-тонного самолета-«летающее крыло» фон Доепп исходил из-за исполнения полетов в стратосфере. Но внешняя весьма прочная неработающая обшивка этого самолета была бы сверхтяжелой и не разрешила бы применять герметичные кабины с круглым поперечным сечением. Так, самолет схемы «летающее крыла» фон Доеппа имел возможность делать полеты на высотах не превышавших 3200 метров.

При разработке проекта самолета схемы «летающее крыло» Филипп фон Доепп замечательно осознавал тогдашние трудности при исполнении посадок и низкую подъемную силу при исполнении данной операции. Следствием этого конструктор вычислял нужным использование при посадке особых средств, к примеру торможение посредством запасных ракетных двигателей.

В компании Junkers в меньшей степени предусматривалось применение самолета в гражданских целях и прежде всего разработчиков интересовало использование этого типа самолета в интересах ВВС. Размещение маленьких отдельных грузов предусматривалось в задней части центроплана крыла. В качестве транспортного самолет схемы «летающее крыло» должен был быть высотным самолетом, у которого экипаж должен был размещаться в герметичной кабине.

Но это исключало возможность доступа к двигателям на протяжении полета на громадной высоте.

Настоящей областью применения гражданской пассажирской версии самолета схемы «летающее крыло» имели возможность бы стать полеты на маршрутах США – Европа. Эти полеты разрешили бы такому самолету иметь возможность взять намного большую рентабельность, чем у самолета, выполненного по простой схеме.

В версии самолета, создаваемой для ВВС, сброс нагрузки должен был осуществляться из отсеков, расположенных в задней части центроплана крыла. Эта часть крыла не принадлежала к группе элементов конструкции, которая должна была служить для обеспечения прочности, что разрешило бы располагать в том месте соответствующие громадные по размерам раскрывающиеся люки.

Для военного варианта данного самолета предусматривалось применение в качестве летающего носителя одно- и двухместных истребителей, каковые должны были снабжать защиту самолётов-разведчиков и самолёта-носителя. Еще одним вариантом применения должен был стать самолет-заправщик («летающая бензоколонка»). Это должно было разрешить существенно расширить дальность полета всех типов сопровождавших его самолетов и пополнять их боекомплект.

В том, что данный 100-тонный самолет не был выстроен, нет ничего необычного. Проект был создан в те годы, в то время, когда всемирный финансовый кризис обнулил все возможности для аналогичного самолета. Сама компания Junkers сейчас пребывала в тяжелом денежном положении. Но чудесным образом есть то, были отысканы силы и мужество для разработки для того чтобы передового для собственного времени проекта.

При более благоприятных условиях данный проект вероятно удалось бы довести до производства. Более поздние расчеты продемонстрировали, что значения летных черт имели возможность бы быть существенно выше, чем величины, вычисленные при разработке проекта.

схемы 100-тонного самолета схемы «летающее крыло»

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ 1 Неспециализированные положения

Этот проект воображал собой самолет, выполненный по схеме «летающее крыло», с силовой установкой, складывавшейся из десяти дизельных двигателей компании Junkers, развивавших мощность 1000 л.с. любой и вращавших толкающие винты, и с убирающимися шасси.

Благодаря успешному размещению грузов удалось обеспечить оптимальное распределение нагрузки по длине крыла (принцип «разгруженного крыла»).

2 Несущие плоскости

Центральная часть крыла должна была прямоугольной быть в плане, внешние части крыла были бы трапециевидными в плане со стреловидностью передней кромки 30° (соответствует 25° стреловидности на одной четверти длин хорд). Отказ от довольно часто употреблявшегося в то время в компании Junkers способа постройки в этом случае был решен в пользу прочной, не скручивающейся подобно торсиону, передней части крыла, соединенной с снабжающим жёсткость и прочность конструкции лонжероном.

Передняя часть крыла и лонжерон должны были создавать базу (Ruckgrat) крыла, к которой должны были крепиться задняя часть крыла, двигатели силовой установки и новая и главные стойки шасси. В задней части крыла должны были пребывать входные люки, люки при помощи которых обеспечивался доступ к тем либо иным агрегатам, и ниши главных стоек шасси. В итоге несущие конструкции крыла не были бы ослаблены перечисленными выше элементами.

Пассажиры должны были размещаться в салоне, пребывавшем в передней части крыла. Большая толщина крыла была равна приблизительно 2,4 метра, что составляло 20% длины хорды крыла.

3 Фюзеляж

Фюзеляж в данном проекте не был предусмотрен. Из крыла должна была выступать кабина экипажа с развитым остеклением, которая довольно продольной оси самолета пара смещена вправо. Кабина экипажа делала данный проект схожим с созданным приблизительно одвременно с этим самолетом Junkers G-38.

4 Хвостовое оперение

Управление по вертикали должно было осуществляться при помощи рулей установленных на средней части крыла. Управление по горизонтали должно было осуществляться при помощи концевых шайб-стабилизаторов. Конструкция оперения рыла создана так, что управление по горизонтали было бы вероятно и при применении лишь одной из концевых шайб.

5 Шасси

Шасси по собственной конструкции очень сильно отличалось бы от простых в те года ходовых частей самолетов. Шасси аналогичного типа стали использовать лишь во время второй мировой на громадных самолетах. Шесть стоек главного шасси должны были быть расположены параллельно в линию на всей протяженности крыла.

Перед двумя внутренними стойками главного шасси должны были пребывать носовые стойки.

Все стойки шасси должны были убираться в расположенные под крылом плоские ниши, колеса шасси в убранном положении должны были пребывать в задней части крыла. Остается непонятным: оказывало бы влияние на продольные колебания характерное для самолетов, созданных по схеме «летающее крыло», малое расстояние между главными и носовыми стойками шасси.

Особые стойки шасси с демпферами и пневматическими амортизаторами должны были иметь рабочий движение приблизительно 2 метра и разрешали бы использовать данный самолет на аэропортах с весьма неровными поверхностями взлетно-посадочных полос. В пневматические цилиндры воздушное пространство должен был поступать от общих воздушных баллонов через соединенные между собой промежуточные пружинные клапаны.

6 Силовая установка

Силовая установка должна была складываться из десяти установленных на верхней кромке крыла дизельных авиационных двигателей мощностью по 1000 л.с. любой, передававших мощность через промежуточные редукторы и долгие приводные валы на трехлопастные толкающие воздушные винты диаметром 3950 мм. Установка двигателей высоко на кромке крыла разрешила бы отказаться от редукторов двигателей.

Мощность силовой установки (при резерве мощности равном 180%) подбиралась так, что делать полет возможно было бы и при применении 40% развиваемой мощности. Этот запас разрешал бы трудиться силовой установке в очень щадящем режиме.

7 Оружие

Не смотря на то, что данный проект изначально разрабатывался как гражданский самолет, по-видимому, сначала данный тип самолета – кроме этого как и G 38. – предполагалось использовать в качестве боевого. Размещение габаритных грузов, таких как аналогичные объекты и танки, в средней части крыла не представлялось вероятным. Размещение сбрасываемых грузов (бомб, парашютистов и т.д.) предусматривалось в задней части крыла на линии центра тяжести самолета.

При сбросе данных грузов центр тяжести самолета не изменялся бы. Помимо этого, в задней части крыла возможно было бы размещать громадные отсеки и, как уже упоминалось выше, люки этих отсеков не снижали бы прочность крыла. Последовательность фактов показывает на то, что в аэродинамическом трубе так же исследовалось размещение оборонительных огневых точек, выступающих из верхней части крыла.

8 Оборудование

Кроме оборудования, нужного в то время для гражданских самолетов, на данном 100-тонном самолете схемы «летающее крыло» предполагалось применять особые устройства, потому, что в любом случае превышение угла поперечного наклона в 4° при посадке не следовало допускать чтобы не было односторонней перегрузки шасси. Помимо этого на самолете предполагалось применять автопилот, что должен был показывать пилотам настоящее положение самолета довольно всех трех осей. При отклонении самолета от нужного положения автопилот должен был давать предупреждение экипаж об этом отклонении.

9 пассажиры и Экипаж

Для данного типа самолета предусматривался экипаж численностью в 20 человек. Количество транспортируемых пассажиров до 100 человек и до 5 тысячь киллограм груза.

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Тип: 100-тонный самолет схемы «летающее крыло»

Назначение: авиалайнер

Размеры:

размах крыла 100 м
размах центроплана крыла 40 м
ширина колеи
внутренних стоек шасси – 17,9 м
средних стоек шасси – 33,66 м
внешних стоек шасси – 56,8 м
тип колес шасси: низкого давления и колеса среднего
диаметр колес главного шасси 2,1 м
диаметр колес передних стоек шасси 0,85 м

Площади:

крыла, включая рули 1072 м?
форма крыла
центроплан – прямоугольная
консоли – стреловидные
поперечное V крыла
центроплан – 0°
консоли – 5°
стреловидность консолей крыла на ¼ длин хорд 25°
протяженность хорды крыла
в корневой части 12,36 м
у законцовок 5,26 м
концевые шайбы-стабилизаторы
протяженность – 5,26 м
высота – 4,48 м

Воздушные винты:

тип винтов – фиксированного шага
количество винтов – 10
привод воздушных винтов – через угловой редуктор
диаметр воздушных винтов 3,95 м
количество лопастей 3
материал винтов – цельнометаллические

Летные характеристики:

большая скорость на уровне моря 320 км/ч
скорость при самом минимальном обратном аэродинамическом качестве 194 км/ч
экономическая скорость
на уровне моря при повышении расхода горючего на 5% – 220 км/ч
на высоте 3 км при повышении расхода горючего на 5% – 260 км/ч
посадочная скорость на уровне моря при весе 100 тысячь киллограм 115 км/ч
скороподъемность 3,15 м/с
практический потолок
при полной нагрузке и на большом режиме работы силовой установки – 5,7 км
при 50 % мощности и симметричной тяге воздушных винтов – 2,3 км
при 50 % мощности и асимметричной тяге воздушных винтов – 0,7 км
без эксплуатационных материалов – 2,8 км
взлётная расстояние при полной нагрузке, коэффициенте трения поверхности 0,05 и эксплуатационной мощности силовой установки 560 м
рабочая высота полета 3 км
дальность полета
в безветренную погоду – 7000 км
при встречном ветре со скоростью 118 км/ч – 3600 км
удельная нагрузка на крыло 100 кг/м?

Вес:

крыла, включая закрылки
лонжерона – 6500 кг
нервюры – 3000 кг
внешней обшивки – 7200 кг
неспециализированный вес – 16700 кг
шасси и другое
шасси – 3500 кг
стойки шасси включая гильзы цилиндров – 1500 кг
вертикальное оперение – 400 кг
совокупность рычагов и тяг и серводвигатели – 1200 кг
стартовые ракетный ускорители включая горючее – 1600 кг
пневматическая совокупность, противопожарное оборудование и система электроснабжения – 1400 кг
централь и кабина пилотов: 300 кг.
центральный пост и гондола управления – 1200 кг
неспециализированный вес – 11000 кг
силовая установка
двигатели – 11500 кг
моторные рамы – 1400 кг
приводные валы – 3000 кг
кожухи приводных валов – 500 кг
воздушные винты – 1200 кг
совокупность выхлопных труб двигателей – 300 кг
совокупность охлаждения двигателей – 2000 кг
оборудование рабочих помещений – 200 кг.
персонал, оборудование для персонала – 1200 кг
неспециализированный вес – 21300 кг
горюче-смазочные материалы
горючее – 21000 кг
смазочные материалы – 1700 кг
трубопроводы и баки – 2200 кг
неспециализированный вес – 24900 кг
нужная нагрузка
грузы и почта – 4000 кг.
оснастка отсека для грузов и перевозки почты – 300 кг
100 пассажиров – 6500 кг
ситуация пассажирского салона – 4500 кг
ситуация запасных помещений – 900 кг
багаж – 3500 кг
вода, продукты – 2000 кг
аварийно-спасательное оборудование – 1000 кг
персонал , включая места для его размещения – 1800 кг
система вентиляции и система отопления – 1500 кг
неспециализированный вес – 24900 кг
суммарный взлетный вес 100000 кг

Весовое соотношение:

удельный вес силовой установки (включая все принадлежащие к силовой установке оборудование и элементы, места и обслуживающий персонал для его размещения) 2 кг/л.с.
удельный вес внешней обшивки: 4,5 кг/м?
часть каркаса самолета во взлетном весе: 10,8%.
часть во взлетном весе других элементов конструкции (включая шасси, органы управления, экипаж и аварийно-спасательное оборудование) 10%

Источники:

Philipp von Doepp: Bericht uber die Arbeiten der Forschungsanstalt Prof. Junkers, Dessau, Abteilung Stromungstechnik. In: Ulienthal-Gesellschatt. ZWB-Bericht Nr. 164/1943. S.84-126.

Проект 100-тонного самолета схемы «летающее крыло» компании junkers

В ЦАГИ испытали Летающее крыло

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: