Экспериментальный СКВП Breguet 940 Intégral. Франция

Экспериментальный СКВП Breguet 940 Intégral. Франция

Содержание:

Начало исследований в области самолетов с короткими взлетом и посадкой

Ещё в 1917 году Луи Бреге установил закрылки на изготавливавшийся серийно боевой самолет (Breguet 14 B2). Br 482 и Br 483 (будущий Br 500 Colmar), спроектированные до Второй Мировой войны, имели двухщелевые закрылки. Впоследствии исследования, направленные на повышение эффективности этих устройств, никогда не прерывались. Г-да де ла Габб (de la Gabbe) и Рикар (Ricard) – технический директор и главный конструктор компании Breguet – понимали долгосрочную заинтересованность в работе, которая, как иногда казалось, не могла принести пользу в данный конкретный момент.

В 1949 году государство заключило с компанией контракт на разработку экспериментального самолета с увеличенной подъемной силой и классическими двигателями. Ряд трудностей, не все из которых были техническими, вынудил отложить проектные работы. Таким образом, Луи Бреге отдавал предпочтение роторам, утопленным в толщу крыла (см. Br 1030), и первоначальные проекты на устройства увеличения подъемной силы были выданы на имя г-на де ла Габба. Однако помимо нетехнических проблем были еще и технические, некоторые из которых были разрешены только с появлением силовых установок со свободными турбинами [1] (Turboméca во Франции, Turmo получен из газового генератора Palas). Свободная турбина, которая позволила использовать оригинальные решения, дала новый импульс этим исследованиям.

Таким образом, 13 апреля 1955 года государство выдало контракт на постройку испытательного стенда, оснащенного двумя двигателями, число которых вскоре (4 января 1956 года) было увеличено до четырех. Эта структура, построенная в Биарритц-Англете (Biarritz-Anglet), постепенно получила полноценное крыло, а затем была дополнена другими отсутствующими элементами (фюзеляж, хвостовое оперение, шасси). Результатом этих «сборочных» работ стал экспериментальный самолет-летающий стенд Breguet Br 940 Intégral.

Наряду с французскими техническими службами представители американской авиационной промышленности, которая в те годы исследовала почти все решения в области создания СКВП и СВВП, заинтересовались работами компании Breguet. Таким образом, компания Breguet заключила лицензионное соглашение с американской компанией Piasecki и 21 июня 1956 года подписала соглашение, и спустя год (27 июня 1957 года) американская компания оказала ей финансовую помощь: год позволил американским наблюдателям осознать ценность, разработанной компании Breguet концепции укороченного взлета.

Принципы разработанной компанией Breguet концепции крыла, обдуваемого винтами силовой установки

Расчеты и испытания в аэродинамической трубе показали, что подъемная сила крыла может быть значительно увеличена, что значительно снижало скорость:

• за счет использования усовершенствованные закрылки (двух- и трехщелевые закрылки конструкции компании Breguet) с очень большим отклонением, занимавшие почти весь размах крыла;
• за счет обдува усовершенствованных закрылков пропеллерами, равномерно распределенными по всему размаху крыла и хорошо адаптированными (очень большой диаметр, специальный профиль и в данном случае сильное кручение лопастей).

Значительное отклонение спектров обтекания вниз без возникновения срывов потока позволило добиться значительных значений коэффициента подъемной силы Cz, превышавших 6, в то время как увеличение подъёмной силы с помощью механизации крыла и без использования обдувания не превышало 3!

В течение длительного времени другие авиастроительные компании использовали схожий метод для получения очень низких скоростей. В ходе работ эти компании постоянно сталкивались с серьезными проблемами, которые не могли быть разрешены:

• проблемы безопасности, которые могли возникнуть в случае отказа двигателя в конфигурации крыла, обдуваемого винтами силовой установки;
• проблемы эффективности поверхностей управления на малых скоростях полета;
• проблемы управления по тангажу во время посадки.

Большой заслугой инженеров и техников компании Breguet является то, что они смогли справиться с этими проблемами, и именно Br 940 позволил проверить правильность задуманных технических решений.

Безопасность в случае отказа двигателя

Как уже упоминалось выше, проблема безопасности в случае отказа двигателя сама по себе замедляла или прекращала исследования концепции крыла, обдуваемого винтами силовой установки. В случае использования обычных двигателей и отказа одного из них было невозможно распределить мощность трех моторов на четыре воздушных винта было практически неосуществимым, в то время как при установке ТВД со свободной турбиной с помощью механизмов расцепления, колес с муфтами свободного хода и регулировки это было возможно. Кроме того, свободная турбина могла продолжать вращение пока газовый генератор был отключен. Вал соединял все четыре винта и позволял передавать на них и распределять мощность четырех, трех, двух и даже одной работающей турбины. В дополнение к синхронизации вращения двигатели были синхронизированы и по шагу.

Эффективность управляющих поверхностей

Рули высоты и направления могли сохранять свою эффективность на очень низких скоростях при условии, что они имели значительные размеры и освобождали от воздействия спутных струй от крыла и фюзеляжа. С другой стороны объединенные с закрылками элероны практически теряли свою эффективность, когда были полностью отклонены. Для решения этой проблемы было применено дифференциальное воздействие на шаг внешних воздушных винтов, в результате чего подъемная сила крыла изменялась асимметрично. В результате могло быть осуществлено управление по крену и рысканию. Классические элероны выполняли свой роль в нормальном полете, когда закрылки были убраны.

Управление по тангажу во время посадки

Управление по тангажу и достижение серьезных углов наклона были очень важны, поскольку укороченные взлет и посадка представляли практический интерес. Поскольку подъемная сила связана с тягой двигателей, то на очень низких скоростях было невозможно изменить угол глиссады за счет снижения мощности турбин.

Классические воздушные тормоза на скоростях около 50 км/ч уже не были эффективными. Данная проблема была решена за счет очень сильного отклонения закрылков (85, затем 97°) и регулировкой шага внешних воздушных винтов до полного отсутствия тяги [2] (и даже до слегка отрицательной тяги), что было эквивалентно перемещению подъемной силы к центру крыла и, следовательно, уменьшению удлинения и увеличению индуктивного сопротивления, достаточного для обеспечения необходимого угла тангажа. Последнее было изменено простым изменением шага винтов в сочетании с отклонением закрылков (70-97°).

Проведение предварительных испытаний

Когда начались предварительные испытания стенда (ноябрь 1956 года), он представлял собой полноразмерное крыло, оснащенное закрылками, четырьмя ТВД Turmo II и трансмиссией Glaenzer-Spicer. Стенд активно использовался компанией Turboméca, которая до августа 1957 года испытывала надежность турбин и их вспомогательного оборудования. Также во время испытаний определялись тяга винтов, эффективность их отклонения и результирующая вертикальная аэродинамика. По окончании испытаний стенд был возвращен компании Breguet.

Параллельно с апреля 1956 года были проведены исследования с помощью аналоговой вычислительной машины и испытания в аэродинамической трубе (в компании Breguet и в высшей национальной школе архитектуры Тулузы [Ecole Nationale Supérieure d’Architecture de Toulouse] – подразделении университета Тулузы). Для испытаний в аэродинамической трубе использовалась выполненная в масштабе 1:7,5 модель, которая позволила устранить новые проблемы в области аэродинамики: определения параметров закрылков, углов их отклонения, углов глиссады и торможения в полете. В целях обеспечения оптимальной эффективности и устойчивости были испытаны различные варианты хвостового оперения, их месторасположения.

Различные испытания оказались многообещающими, и официальные службы приняли решение (поправки к договору от 7 декабря 1957 года) в соответствии с предложением компании Breguet преобразовать наземный стенд в экспериментальный самолет: это было связано с изготовлением и добавлением к стенду фюзеляжа, хвостового оперения и шасси. В соответствии с договором первый полет должен был состояться 30 апреля 1958 года.

Зима 1957-58 годов и последующая весна были посвящены испытаниям, направленным на подготовку к предстоящим первым полетам, и обобщению их результатов. Эти испытания вновь были выполнены в аэродинамической трубе с помощью оснащенного силовой установкой масштабного макета (сначала в Breguet, затем в Шале-Мёдоне [Chalais-Meudon]) и с использованием аналоговой вычислительной машины. Испытания были сконцентрированы в областях балансировки сопротивления, исследованиях срывов потока и штопора, промежуточных конфигураций (закрылки выпущены на 3/4, 1/2 или 1/4), взаимодействия крыла и хвостового оперения, усовершенствования винтов и т.д.. Следует особо упомянуть использование во время испытаний в аэродинамической трубе дистанционно-управляемой масштабной модели (1:6), которая позволила использовать имитацию полета и оценить пилотирование с различными формами рулей глубины. Имитация полета была осуществлена с помощью аналоговой вычислительной машины Derveaux и симулятора кабины пилота компании SFENA (Société française d’équipements pour la navigation aérienne – Французская компания по производству аэронавигационного оборудования). Эти испытания позволили ознакомить пилотов с особенностями, с которыми они должны были столкнуться во время полетов на Br 940. Летчики-испытатели определили, что в полете нашли поведение модели самолета очень хорошее. Как это часто бывает, в первом полете, который состоялся 21 мая 1958 года, поведение реальной машины сильно отличалось от поведения модели.

Техническое описание Br 940

Крыло

Самолет был оснащен прямым крылом с толстым профилем (Breguet L 14 с относительной толщиной 17%) с малым относительным удлинением (6,71). Основу конструкции крыла составлял кессон, который использовался для размещения топливных баков общей емкостью 1400 литров. В производстве крыла в значительной степени использовались сэндвич-панели, обеспечивавшие высокую прочность при малом весе (панели обшивки и нервюры). Система передачи мощности была размещена в передней части кессона, прикреплена к лонжерону и закрыта съемной передней кромкой. Прикрепленные к заднему лонжерону лонжероны поддерживали внушительный набор двойных закрылков и с помощью системы управления могли их отклонять вплоть до 100 и 90°.

Сэндвич-конструкции не использовались при производстве четырех классических передних закрылков, бывших однолонжеронными и имевших относительную толщину 21,5%, и задних закрылков, которые были двухлонжеронным с относительной толщиной 26 %. Во время отклонения закрылки и элероны отходили назад и образовывали щели между собой и задней кромкой основной части крыла. При отклонении «чистых» (внутренних) закрылков третья щель создавалась дополнительным смещением носка заднего закрылка.

Силовая установка

Силовая установка состояла из четырех турбовинтовых двигателей Turboméca Turmo II, каждый из которых состоял из ТРД Turboméca Palas, используемого в качестве газогенератора, и свободной турбины (мощность 400 л.с. при максимальных оборотах 34500 об/мин газогенератора). Четыре турбины (24000 об/мин) приводили во вращение воздушные винты (1027 об/мин) с помощью редукторов Breguet-Potez (3545 об/мин), трансмиссионного блока компании Glaenzer-Spicer, состоявшего из жестких валов и карданных шарниров, и затем редукторов воздушных винтов (1027 об/мин).

Таким образом, четыре турбины были соединены друг с другом, и в случае отказа одного мотора мощность трех оставшихся была распределена на четыре винта с потерей всего лишь 17% тяги (благодаря КПД винтов, оптимизированных для выполенния взлетно-посадочных режимов). Свободная турбина остановленного двигателя вращалась в своем картере без каких-либо проблем. После того, как на наземном стенде испытания деревянных винтов закончились неудачей, использовались трехлопастные металлические воздушные винты производства компании Ratier-Figeac, которые на каждой консоли вращались в противоположных направлениях (на левой консоли – внутренний левого, внешний правого вращения; на правой консоли – внутренний правого, внешний левого вращения).

Управление шагом винтов имело большое значение: как уже указывалось, оно представляло средство для управление самолетом по крену и рысканию, которое было эффективным на малых скоростях полета. Также управление шагом винтов позволило управлять углом глиссады и осуществлять энергичное торможение с «реверсом» тяги после момента касания взлетно-посадочной полосы.

Хвостовое оперение

При разработке хвостового оперения во главу угла была поставлена достаточная эффективность, без какого-либо внимания на эстетическую сторону. Стабилизаторы и кили имели одинаковый профиль (симметричный профиль, разработанный компанией Breguet и имевший относительную толщину 12%). Каждый руль высоты состоял из двух элементов, которые для обеспечения полной эффективности имели большое отклонение (±60° для заднего элемента). Вертикальное оперение было двухкилевым, и кили были установлены на середине размаха консолей стабилизаторы. Угол установки стабилизатора был регулируемым в полете. Все отклоняющиеся поверхности были оснащены гидроусилителями и пружинными амортизаторами, обеспечивавшими приемлимые усилия на штурвальной колонке.

Фюзеляж

Фюзеляж самолета имел чистую монококувую конструкцию и имел прямоугольное поперечное сечение. Два усиленных шпангоута были соединены с кессонными лонжеронами крыла, установленными заподлицо на верхней части фюзеляжа. Передаточный вал к воздушным винтам проходил над используемым объемом фюзеляжа. Грузовой отсек был относительно большим (16,5 м³ и 11,22 м² полезной площади). Размещенная в задней части фюзеляжа рампа облегчала доступ для размещения различного оборудования. Хотя в те годы планировалось использовать Br 940 в том числе и для перевозки легких транспортных средств, на самом деле этого сделано не было. Пол в грузовом отсеке фюзеляжа изготовлен из толстой сотовой конструкции. В планах руководства компании было использование самолета в качестве пассажирского и размещение в фюзеляже 21 кресла. Кабина экипажа, предназначенная для размещения двух человек, была размещена в передней части фюзеляжа и имела отличный обзор.

Шасси

Трехколесное шасси было модернизировано несколько раз. Первоначально основные стойки были размещены слишком далеко вперед и затем они были усилены. Для увеличения эффективности торможения на стойки шасси были установлены противоскользящие устройства Ministop.

Результаты полетов

За три года самолет совершил около 300 полетов.

Полученные результаты превзошли не только прогнозы инженеров компании Breguet, но и требования контракта. При взлетном весе 6500 кг длина разбега с набором высоты 15 метров у самолета составила 250 метров. При взлетном весе 7 тонн машина отрывалась от земли после 180 метров разбега. При посадочном весе 6000 кг длина пробега с заходом на посадку с высоты 15 метров составляла 250 метров, при посадочном весе 7 тонн самолет останавливался после 170 метров после касания полосы.

Прогнозы были особенно пессимистичными на скоростях свыше 60 узлов (111 км/ч). Характеристики воздушных винтов, полученные в результате расчетов и испытаний в аэродинамической трубе, были полностью подтверждены.

Пилотирование не вызывало каких-либо особых проблем. Перемещения управляющих поверхностей были небольшими, но точными. При пилотировании на исключительно низких скоростях Br 940 оказался менее маневренным, чем «обычный» самолет с обычными отклоняемыми поверхностями. Однако аэродинамические характеристики экспериментальной машины в целом

«довольно близки к классическим самолетам».

Характеристики были довольно близки, но с заметными отличиями, вызванными эффектом обдува крыла и некоторыми его особенностями (например, создаваемые этим эффектом смещение и боковой снос). Была обнаружена чувствительность к «фигоидным» колебаниям, малая, на грани неусточивости, спиральная устойчивость (stabilité spirale) и т.д.. Данные недостатки были быстро обнаружены, и на них отреагировали, введя в конструкцию систему управления самолета систему автоматического регулирования и цепи стабилизации. Данными действиями удалось значительно улучшить пилотирование самолета при выпущенных закрылках (впоследствии на Br 941 удалось обойтись без данных систем).

Управление двигателями было легким: во всех случаях двигателя самолет вел себя так, словно он был одномоторным. При отключении одного из двигателей, как и ожидалось, мощность остальных распределялась на четыре винта. Была тщательно проверена работа регулирующих устройств при различных значениях шага пропеллеров и тяги: дифференциальный шаг на штурвальной колонке был вполне пригоден для использования. Тем временем во время испытаний установленная на Br 940 жесткая система передачи мощности вызвала значительные вибрации, что привело к ее замене. На последовавшем за Br 940 военно-транспортном самолете с КВП Br 941 была установлена система передачи мощности гибкими валами, изготовленная компанией Hispano-Suiza.

В конечном итоге Br 940 был использован для определения процедур захода на посадку, самой посадку и встречной приемистости силовой установки.

Заход на посадку

Заход на посадку: сильное отклонение закрылков (порядка 100°; один раз закрылки были отклонены до 110°) и управление по тангажу осуществляется за счет нулевой тяги внешних винтов. Благодаря этому удалось добиться наклоны порядка 15-20%, уменьшения скорости до 86 км/ч (24 м/с) и уменьшения мощности до 60-75 %.

Посадка

Во время касания ВПП включались тормоза, а винты переходили в «реверсивный» режим (не инверсный). Не возникало никакого риска разгона, поскольку одновременно внутренние винты уменьшали развиваемую ими тягу до нуля (внешние винты уже были переведены к нулевой тяге).

Встречная приемистость силовой установки

Встречная приемистость силовой установки была простым и быстрым действием: изменение шага внешних винтов с нулевой тяги и одновременное переключение на максимальную мощность (увеличение на 25-40%). Уменьшение отклонения закрылков от 100° до 70° немного изменяло подъемную силу и значительно уменьшало сопротивление.

Эти знания об особенностях пилотирования и управления, а также о необходимых процедурах позволило перейти от чисто экспериментального летательного аппарата к самолету, который можно использовать в военных или коммерческих целях.

Так именно экспериментальный самолет Breguet Br 940 проторил дорогу значительно более крупному военно-транспортному самолету Br 941.

схема, на которой представлена концепция крыла, обдуваемого винтами силовой установки

испытательный стенд с четырьмя турбовинтовыми двигателями, предназначенными для создания воздушного потока, который будет обдувать крыло

схема, показывающая применение на внешних винтах режима нулевой тяги

схема экспериментального СКВП Breguet 940 Intégral

отклоняемые поверхности самолетов семейства Br 940-941

вал, соединявший воздушные винты у самолетов семейства Br 940-945 (в данном случае Br 941)

экспериментальный СКВП Breguet 940 Intégral с отклоненными на максимальный угол закрылками

экспериментальный СКВП Breguet 940 Intégral

взлет экспериментального СКВП Br 940. Во время испытаний самолет претерпел много изменений поверхностей управления и получил более надежное шасси

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Тип: Breguet 940

Назначение: экспериментальный самолет

Статус: прототип

Экипаж: 2 чел.

Силовая установка: четыре турбовинтовых двигателя Turboméca Turmo IID, развивавших мощность по 400 л.с. каждый (при 34500 об/мин на выходе турбины, 3344 об/мин на выходе редукторов Breguet-Potez) и вращавших (при 1028 об/мин) четыре воздушных винта Ratier-Figeac диаметром 3,80 метров (во время первых испытаний были установлены винты Breguet диаметром 4 м)

Размеры:

размах крыла 17,85 м
средняя длина хорды 2,66 м
удлинение крыла 6,71
длина 12,09 м
высота 4,41 м
площадь крыла 47,48 м²
диаметр колес 0,97 м и 0,56 м
колея шасси 4,48 м

Масса:

пустого с оборудованием 5260 кг
перегрузочная 7300 кг
общая нормальная 6500 кг
запас топлива и масла 1200 кг

Летные характеристики:

минимальная скорость на уровне моря 60 км/ч
взлетная скорость на уровне моря 75 км/ч
скороподъемность
• на взлете с четырьмя двигателями 9 м/с
• на высоте 3000 метров с четырьмя двигателями 3,75 м/с
• на высоте 3000 метров с тремя двигателями 1,25 м/с
длина разбега 40 м
длина разбега с набором высоты 15 метров (вес 7000 кг) 180 м
длина пробега с заходом на посадку с высоты 15 метров (вес 7000 кг) 170 м
расстояние от касание до остановки 150 м

[1] свободная турбина – ступень (ступени) турбины ГТД, механически не связанная с его компрессором, полезная мощность которой используется для привода отдельного агрегата

[2] нулевая тяга или очень малая тяга. Фактически это была передача 25-30% мощности на внутренние винты

источник: Jean CUNY et Pierre LEYVASTRE «LES AVIONS BREGUET (1940/1971)», стр.127-135