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

Статья Ганса Юстуса Мейера «100 Tonnen Nurflügel. Ein Junkers-Entwurf von 1930» из журнала «Luftfahrt international» 05-06/81 была переведена уважаемым коллегой NF и немного доработана мной. Перевод был выполнен в сентябре 2015 года.

По теме Хуго Юнкерса и проекта самолета-«летающее крыло» одним читателей нашего журнала был предоставлен один необычайно интересный доклад ZWB, датированный 1943 годом. Он содержит материал об одном проекте трансокеанского самолета, выполненного по схеме «летающее крыло». Проект 100-тонного самолета был разработан в 1930 году исследовательским центром компании Junkers, которым руководил Филипп фон Доепп (Philipp von Doepp), занимавшийся изучением технической аэрогидродинамики (Strömungstechnik).

Во вводной части материала, составленного по результатам этих ранее проведенных исследований, Филипп фон Доепп упоминал, что хотя речь идет о результатах исследований проводившихся в 1925-1931 годы, на самом деле исследования по теме «летающее крыло» могли быть проведены только в период с 1929 по 1932 годы. Подтверждением тому служит и высказывание автора материала, опубликованного в выпуске 18 (1976 год) журнала «Luftfahrt International» (стр. 2799), где упомянуто о регистрации патента варианта самолета выполненного по схеме «летающее крыло» которой Хуго Юнкерс придавал особое значение. «Планеры» в период с 1 февраля 1910 года до примерно 1930 года не один раз упоминаются в проектах, разработанных компанией Junkers. *

После создания Филиппом фон Доеппом концепции перевозки большого количества пассажиров и грузов большой массы на очень 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 традиционной схеме, и будут выполняться на больших высотах и с гораздо большей скоростью. В последнем пункте Филипп фон Доепп ошибся.

Во время исследований было рассмотрено несколько компоновок и в аэродинамической трубе были проведены многочисленные испытания, в ходе которых определялось наиболее оптимальное расположение винтов, обтекателей валов, создаваемое ими сопротивление и сопротивление выступающих из крыла в поток дополнительных элементов конструкции самолета (в данном случае речь шла об оборонительных огневых точках и наблюдательных пунктах) и т.п..

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

После того как первоначально выбранная стреловидность консолей крыла в 25° дала неудовлетворительные результаты по причине срыва потока воздуха у законцовок крыла, низкой скороподъемности и значительного изменения положения центра тяжести, угол стреловидности был уменьшен до 20°, после чего удалось добиться приемлемой устойчивости. Следует 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 исследованиях в аэродинамической трубе не давала какого-либо преимущества. 

Исходя из этого можно предположить, что в данном случае представленный Филиппом фон Доеппом проект не был окончательным решением.

На это указывало и то, что в компании Junkers имелись еще другие варианты самолета, выполненного по схеме «летающее крыло», и что изображенный на чертежах вариант представлял собой промежуточное решение между традиционной схемой и «летающим крылом». Об этом проекте или о других вариантах, возможно, еще будет рассказано позднее.

Хотя в то время Германии еще было запрещено производить военные самолеты, в компании Junkers – как и в случае с G 38 – помимо гражданского варианта разрабатывали и его военную версию в виде бомбардировщика с взлетным весом 100 тонн.

При разработке гражданской версии 100-тонного самолета-«летающее крыло» фон Доепп исходил из соображений выполнения полетов в стратосфере. Однако внешняя очень прочная неработающая обшивка этого самолета была бы очень тяжелой и не позволила бы использовать герметичные кабины с круглым поперечным сечением. Таким образом, самолет схемы «летающее крыла» фон Доеппа смог бы выполнять полеты на высотах не превышавших 3200 метров.

При разработке проекта самолета схемы «летающее крыло» Филипп фон Доепп прекрасно осознавал тогдашние трудности при выполнении посадок и низкую подъемную силу при выполнении данной операции. Следствием этого конструктор считал необходимым применение при посадке специальных средств, например торможение с помощью вспомогательных ракетных двигателей.

В компании Junkers в меньшей степени предусматривалось использование самолета в гражданских целях и в первую очередь разработчиков интересовало применение этого типа самолета в интересах ВВС. Размещение небольших 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. Однако это исключало возможность доступа к двигателям во время полета на большой высоте.

Реальной областью применения гражданской пассажирской версии самолета схемы «летающее крыло» могли бы стать полеты на маршрутах США – Европа. Эти полеты позволили бы такому самолету иметь возможность получить значительно большую рентабельность, чем у самолета, выполненного по обычной схеме.

В версии самолета, создаваемой для ВВС, сброс нагрузки должен был осуществляться из отсеков, расположенных в задней части центроплана крыла. Данная часть крыла не принадлежала к группе элементов конструкции, которая должна была служить для обеспечения прочности, что позволило бы располагать там соответствующие большие по размерам открывающиеся люки.

Для военного варианта данного самолета предусматривалось использование в качестве летающего носителя одно- и двухместных истребителей, которые должны были обеспечивать защиту самолета-носителя и самолетов-разведчиков. Еще одним вариантом применения должен был стать самолет-заправщик («летающая бензоколонка»). Это должно было позволить значительно увеличить дальность полета всех типов сопровождавших его самолетов и пополнять их боекомплект.

В том, что этот 100-тонный самолет не был построен, нет ничего удивительного. Проект был разработан в те годы, когда мировой экономический кризис обнулил все возможности для создания подобного самолета. Сама компания Junkers в это время находилась в тяжелом финансовом положении. Однако чудом является то, были найдены силы и мужество для разработки такого передового для своего времени проекта. При более благоприятных условиях этот проект возможно удалось бы довести до производства. Более поздние расчеты показали, что значения летных характеристик могли бы быть значительно выше, чем величины, рассчитанные при разработке проекта.

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ

1 Общие положения

Данный проект представлял собой самолет, выполненный по схеме «летающее крыло», с силовой установкой, состоявшей из десяти дизельных двигателей компании Junkers, развивавших мощность 1000 л.с. каждый и вращавших толкающие винты, и с убирающимися шасси.

Благодаря удачному расположению 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 часто использовавшегося в то время в компании Junkers метода постройки в данном случае был решен в пользу прочной, не скручивающейся подобно торсиону, передней части крыла, соединенной с обеспечивающим прочность и жесткость конструкции лонжероном. Передняя часть крыла и лонжерон должны были создавать основу (Rückgrat) крыла, к которой должны были крепиться задняя часть крыла, двигатели силовой установки и новая и основные стойки шасси. В задней части крыла должны были находиться входные люки, люки при помощи которых обеспечивался доступ к тем или иным агрегатам, и ниши основных стоек шасси. В итоге несущие конструкции крыла не были бы ослаблены вышеперечисленными элементами. Пассажиры должны были размещаться в салоне, находившемся в передней части крыла. Максимальная толщина крыла была равна примерно 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 относительно продольной оси самолета несколько смещена вправо. Кабина экипажа делала этот проект схожим с разработанным примерно в это же время 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 разработана таким образом, что управление по горизонтали было бы возможно и при использовании только одной из концевых шайб.

5 Шасси

Шасси по своей конструкции сильно отличалось бы от обычных в те года ходовых частей самолетов. Шасси подобного типа стали использовать только в годы Второй Мировой войны на больших самолетах. Шесть стоек основного шасси должны были быть расположены параллельно в линию по всей длине крыла. Перед двумя внутренними стойками основного шасси должны были находиться носовые стойки.

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

Специальные стойки шасси с пневматическими амортизаторами и демпферами должны были иметь рабочий ход примерно 2 метра и позволяли бы применять этот самолет на аэродромах с очень неровными поверхностями взлетно-посадочных полос. В пневматические цилиндры воздух должен был поступать от общих воздушных баллонов через соединенные между собой промежуточные пружинные клапаны.

6 Силовая установка

Силовая установка должна была состоять из десяти установленных на верхней кромке крыла дизельных авиационных двигателей мощностью по 1000 л.с. каждый, передававших мощность через промежуточные редукторы и длинные приводные валы на трехлопастные толкающие воздушные винты диаметром 3950 мм. Установка двигателей высоко на кромке крыла позволила бы отказаться от редукторов двигателей. Мощность силовой установки (при резерве мощности равном 180%) подбиралась таким образом, что выполнять полет можно было бы и при использовании 40% развиваемой мощности. Данный запас позволял бы работать силовой установке в весьма щадящем режиме.

7 Вооружение

Хотя этот проект изначально разрабатывался как гражданский самолет, по-видимому, с самого начала этот тип самолета – также как и G 38. – предполагалось применять в качестве боевого. Размещение габаритных грузов, таких как танки и аналогичные объекты, в средней части крыла не представлялось возможным. 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 менялся бы. Кроме того, в задней части крыла можно было бы размещать большие отсеки и, как уже упоминалось выше, люки этих отсеков не снижали бы прочность крыла. Ряд фактов указывает на то, что в аэродинамическом трубе так же исследовалось размещение оборонительных огневых точек, выступающих из верхней части крыла.

8 Оборудование

Помимо оборудования, необходимого в то время для гражданских самолетов, на данном 100-тонном самолете схемы «летающее крыло» предполагалось использовать особенные устройства, поскольку в любом случае превышение угла поперечного наклона в 4° при посадке не следовало допускать во избежание односторонней перегрузки шасси. Кроме того на самолете предполагалось использовать автопилот, который должен был показывать пилотам действительное положение самолета относительно всех трех осей. При отклонении самолета от необходимого положения автопилот должен был предупреждать экипаж об этом отклонении.

9 Экипаж и пассажиры

Для данного типа самолета предусматривался экипаж численностью в 20 человек. Количество перевозимых пассажиров до 100 человек и до 5 тонн груза. 

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Тип: 100-тонный самолет схемы «летающее крыло»

Назначение: пассажирский самолет

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: колеса среднего и низкого давления
диаметр колес основного шасси 2,1 м
диаметр колес передних стоек шасси 0,85 м

Площади:

крыла, включая рули 1072 м²
форма крыла
     центроплан – прямоугольная
     консоли – стреловидные
поперечное V крыла
     центроплан – 0°
     консоли – 5°
стреловидность консолей крыла на ¼ длин хорд 25°
длина хорды крыла
     в корневой части 12,36 м
     у законцовок 5,26 м
концевые шайбы-стабилизаторы
     длина – 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:

максимальная скорость на уровне моря 320 км/ч
скорость при самом минимальном обратном аэродинамическом качестве 194 км/ч
экономическая скорость
     на уровне моря при увеличении расхода топлива на 5% – 220 км/ч
     на высоте 3 км при увеличении расхода топлива на 5% – 260 км/ч
посадочная скорость на уровне моря при весе 100 тонн 115 км/ч
скороподъемность 3,15 м/с
практический потолок 
     при полной нагрузке и на максимальном 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 дистанция 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/м²

Вес:

крыла, включая закрылки
     лонжерона – 6500 кг
     нервюры – 3000 кг
     внешней обшивки – 7200 кг
     общий вес – 16700 кг
шасси и прочее
     шасси – 3500 кг
     стойки шасси включая гильзы цилиндров – 1500 кг
     вертикальное оперение – 400 кг
     система тяг и рычагов и серводвигатели – 1200 кг
     стартовые ракетный ускорители включая топливо – 1600 кг
     пневматическая система, система электроснабжения и противопожарное оборудование – 1400 кг
     кабина пилотов и централь: 300 кг.
     гондола управления и центральный пост – 1200 кг
     общий 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
     система выхлопных труб двигателей – 300 кг
     система охлаждения двигателей – 2000 кг
     оборудование рабочих помещений – 200 кг.
     персонал, оборудование для персонала – 1200 кг
     общий вес – 21300 кг
горюче-смазочные материалы
     топливо – 21000 кг
     смазочные материалы – 1700 кг
     баки и трубопроводы – 2200 кг
     общий вес – 24900 кг
полезная нагрузка
     почта и грузы – 4000 кг.
     оснастка отсека для перевозки почты и грузов – 300 кг
     100 пассажиров – 6500 кг
     обстановка пассажирского салона – 4500 кг
     обстановка вспомогательных помещений – 900 кг
     багаж – 3500 кг
     вода, продукты – 2000 кг
     аварийно-спасательное оборудование – 1000 кг
     обслуживающий персонал, включая места для его размещения – 1800 кг
     система отопления и система вентиляции – 1500 кг
     общий вес – 24900 кг
суммарный взлетный вес 100000 кг

Весовое соотношение:

удельный вес силовой установки (включая все принадлежащие к силовой установке элементы и оборудование, обслуживающий персонал и места для его размещения) 2 кг/л.с.
удельный вес внешней обшивки: 4,5 кг/м²
доля каркаса самолета во взлетном весе: 10,8%.
доля во взлетном весе прочих элементов конструкции (включая шасси, органы управления, экипаж и аварийно-спасательное оборудование) 10%

Источники:

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