Проект тактического военно-транспортного самолета DHP-72. Австралия-Канада
Проект тактического военно-транспортного самолета DHP-72. Австралия-Канада
Интересная винтажная статья, которая, думаю, заинтересует коллег.
DHP-72: новый тактический военно-транспортный самолет с укороченными взлетом и посадкой
Предисловие редакции: В течение последних нескольких месяцев Канада и Австралия обсуждали возможность совместного производства нового тактического военно-транспортного самолета СКВП (см. «Flight» от 23 января, стр.95). ДЭВИД ГОДФРИ (DAVID GODFREY) исследует этот проект.
Ряд причин объединяются, чтобы обосновать совместную канадско-австралийскую программу разработки оснащенного турбовентиляторными двигателями тактического военно-транспортного самолета СКВП, за которым сразу же последует вариант для коммерческого применения. Накопленный технический опыт испытан и доступен, авиационная промышленность обеих стран нуждается в новых заказах, и военно-воздушные силы обеих стран нашли бы самолет очень полезным. Кроме того, Австралия идеально расположена для продажи самолетов данного типа Новой Зеландии, Малайзии и Индонезии.
Остается провести официальные переговоры между двумя руководством двух стран, поскольку национальная авиационная промышленность каждой страны зависит от одобрения правительства и финансирования для реализации такого обязательства.
На первый взгляд DHP-72 представляет собой обычный тактический военно-транспортный самолет с высорасположенным крылом и T-образным хвостовым оперением, очевидно, позаимствованным с de Havilland Canada DHC-5 Buffalo. При более внимательном рассмотрении выясняется, что предшественниками проекта DHP-72 являются предложенная компанией de Havilland концепция крыла с подъёмной силой, увеличенной за счёт использования струй газов двигателей, (т.н. крыло с управляемой циркуляцией) и экспериментальный самолет Spey Buffalo, разработанный NASA Ames в сотрудничестве с Министерством промышленности и торговли Канады (DITC).
Министерство заключило контракт с компанией de Havilland Canada (DHC) на создание моторной гондолы и силовой установки, в то время как сама компания DHC заключила субподряд на разработку двигателей с канадским подразделением компании Rolls-Royce. Также НАСА заключило контракт с компанией Boeing на изготовление и проведение испытаний летающей лаборатории. В рамках данного контракта был взят стандартный транспортный самолет C-8A Buffalo (DHC-5), который получил крыло с управляемой циркуляцией и подъёмно-маршевую силовую установку. Первый этап летных испытаний модифицированного DHC-5 был начат в 1972 году.
Отправной точкой для DHP-72 стала очевидная потребность в оснащенном реактивными двигателями перспективном тактическом военно-транспортном самолете среднего класса для замены таких самолетов, как C-46, C-47, C-54, C-119, C-118, C-123, Noratlas, Caribou и Buffalo. В компании DHC полагают, что даже с учетом возросших характеристик самолетов с реактивными двигателями, потребуется около 1300 самолетов для замены самолетов с поршневыми и турбовинтовыми двигателями, которые к 1990 году устареют. Предполагается, что машины данного типа займут 20 процентов рынка военно-транспортных самолетов, и сумма экспортных поставок превысил один миллиард долларов.
Как и его предшественник NASA/DITC Buffalo, военно-транспортный самолет DHP-72 будет оснащен двумя двухконтурными турбореактивными двигателями Rolls-Royce Spey, которые обеспечивали бы и обдув крыла, и поворот вектора тяги с помощью сопел как у двигателя Pegasus. Газовые струи из двигателей Spey разделялась таким образом, что горячие газы от газогенераторов выпускались через поворотные сопла, в то время как отбрасываемые вентилятором холодные газы отводятся через закрылки. Выходы из вентиляторов двигателей соединены между собой таим образом, что отказ одного двигателя приведет к некоторому снижению тяги и подъемной силы, но не к асимметрии подъемной силы (что было бы чрезвычайно опасно).
Данная системы была тщательно протестирована на летающей лаборатории NASA/DITC Buffalo, и данные испытания подкреплены результатами 300-часовых полномасштабных испытаний в аэродинамической трубе NASA Ames (80 футов [24,4 м] × 40 футов [12,2 м]). Это очень эффективно, поскольку поток вентилятора двигателя выбрасывается через полые закрылки эжекторного типа, которые захватывают большой поток окружающего воздуха, тем самым существенно увеличивая как тягу, так и подъемную силу крыла за счет увеличения циркуляции и сноса потока вниз.
схема экспериментального самолета NASA/DITC DHC C-8A Buffalo
Полностью система будет состоять из предкрылков и двухсекционных щелевых закрылков. Воздух вентилятора двигателя выбрасывается через переднюю кромку нижнего элемента каждого закрылка, чтобы вызвать обтекание с возникновением эффекта Коанда с верхней и нижней поверхностей крыла в расходящуюся зону между двумя элементами закрылка. Это создает сильное разрежение и значительный массовый расход воздуха.
Верхний элемент закрылка имеет острую переднюю кромку, которая при отклонении закрылка выступает над верхней поверхностью крыла, в результате чего в зазор между двумя частями закрылка поступает больший объем воздуха. В верхнем элементе имеется щелевой механизм реверса (или канал управления пограничным слоем) для поддержания воздушного потока за закрылком. Таким образом, комбинированный эффект заключается в создании воздушного потока, прилегающего к верхней и нижней поверхностям крыла, в сочетании с суперциркуляцией реактивных закрылков. При этом за счет прохождения через щелевой закрылок большого объема воздуха над верхней поверхностью крыла создается значительное разрежение, в результате чего самолет становится не подверженным сваливанию на крыло.
Управление «дросселированием» обеспечивается шарнирным элементом, расположенным в задней части нижнего элемента закрылка, которая поднята для уменьшения площади выходного сечения потока. Данное дросселирование может быть использовано дифференцированно для управления по крену и совместно для гашения подъемной силы, реверса тяги и непосредственного управления подъёмной силой во время захода на посадку. Для прямолинейного горизонтального полета отклоняемые носки отклоняются назад под крыло по типу щитков Крюгера, а элементы щелевых закрылков также складываются и убираются из потока.
схема проекта военно-транспортного самолета DHP-72
Использование отклоняемого вектора тяги позволяет выполнять заход на посадку с глиссадой 7,5 ° при работе силовой установки в режиме повышенной мощности и скорости около 60 узлов (111 км/ч). Кроме того, отклонение направления сопел газогенератора предотвращает контакт горячих газов с поверхностями реактивных закрылков.
В экспериментальном самолете NASA/DITC DHC C-8A Buffalo воздух от вентиляторов двигателей постоянно направлялся в систему сдува пограничного слоя в зоне закрылков для обеспечения подъемной силы, в то время как горячие газы выходили через сопла, оснащенные устройствами отклонения вектора тяги. В DHP-72 или в каком-либо серийном самолете воздух от вентиляторов двигателей может постоянно выводиться через закрылки или при убранных двухщелевых закрылках через маршевые сопла. Однако недавние испытания в аэродинамической трубе показывают, что, когда во время крейсерского полета эжекторные закрылки остаются выпущенными, простое изменение зазора между верхним и нижним элементами закрылка очень эффективно.
экспериментальный самолет NASA/DITC DHC C-8A Buffalo. На снимке хорошо заметны выпущенные двухщелевые закрылки. Сопла с изменяемым направлением вектора тяги находятся в крейсерском положении
экспериментальный самолет NASA/DITC DHC C-8A Buffalo совершает посадку
Поддержание равномерного положительного градиента давления вплоть до задней кромки крыла обеспечивается не только высоким КПД двигательной установки, но и аэродинамическим эффектом воздушного потока, проходящего назад за заднюю кромку крыла. Таким образом, можно добиться ламинарного пограничного слоя над верхней поверхностью крыла практически по всей длине хорды аэродинамического профиля. Вскоре в рамках новой серии испытаний в большой аэродинамической трубе [1] NASA Ames будут проведены измерения снижения сопротивления.
С точки зрения соотношения дальности полета и массы полезной нагрузки (см. график ниже) DHP-72 будет шагом вперед по сравнению со стандартным DHC-5 Buffalo. При выполнении транспортных задач новый самолет с резервным запасом топлива на 45-минутный полет на крейсерской высоте сможет нести 23000 фунтов (10433 кг) полезной нагрузке (при плотности груза 10 фунтов на кубический фут [160,2 кг/м³]) на дальность 700 морских миль (1296 км) или 12500 фунтов (5670 кг) на дальность 2000 морских миль (3704 км). В роли транспортно-десантного самолета DHP-72 с тем же резервом имеет следующие показатели: 19000 фунтов (8618 кг) и 600 морских миль (965 км) или 7750 фунтов (3515 кг) и 2100 морских миль (3379 км).
диаграмма соотношения дальности полета и массы полезной нагрузки военно-транспортного самолета DHP-72 и экспериментального самолета NASA/DITC DHC C-8A Buffalo (с учетом 45 минутного резерва для полета на крейсерской высоте)
Запланированная для DHP-72 силовая установка состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей Rolls-Royce Spey Mk 801SF (модифицированный Mk 512) с тягой по 12550 фунтов (5700 кгс). Благодаря этим двигателям DHP-72 сможет разогнаться до скорости 460 узлов (852 км/ч), в то время как DHC-5 Buffalo развивал 221 узел (409 км/ч). Однако к тому времени, когда проект получит одобрение обоих правительств и соответствующее финансирование, будут доступны более мощные версии двигателя Spey (например Mk 605), которые в настоящий момент находятся в разработке и которые способны повысить летные характеристики самолета.
Программа разработки DHP-72 будет включать в себя совместное финансирование этапа летных испытаний в размере около 65 миллионов долларов (канадских); данная сумма будет разделена между Канадой и Австралией примерно 60 на 40. В течение первых 30 месяцев на проектные работы потребуется всего 2,5 миллиона долларов. После выдачи разрешение на продолжение работ в течение следующих 24 месяцев потребуется около 60 миллионов долларов на заключительный этап проектирования (стадия разработки рабочих чертежей), изготовление прототипа и проведение летных испытаний. В последние 12 месяцев разработки потребуются еще 2,5 миллиона долларов, после чего будет дан старт началу серийного производства.
как показано на рисунке художника военно-транспортный самолет DHP-72 будет иметь фюзеляж и хвостовое оперение аналогичные фюзеляжу и оперению стандартного DHC-5 Buffalo, но стреловидное крыло позволит развивать большие крейсерские скорости
Программа будет состоять из шести этапов:
- подготовка проекта и планирование,
- эскизное проектирование,
- проектирование и изготовление прототипа,
- летные испытания,
- производство
- совершенствование базовой конструкции.
Последний этап предусматривал не только совершенствование военно-транспортного самолета DHP-72, но и создание гражданского варианта для использования на рынке коммерческих перевозок. Согласно планам, производство узлов самолета будет разделено между странами: фюзеляж, вертикальное оперение и шасси будут изготавливаться в Канаде, а консоли крыла и горизонтальное оперение в Австралии. За силовую установку, включая двигательную систему, сами двигатели, моторные гондолы, пилоны и систему трубопроводов в крыле, будет отвечать компания Rolls-Royce. Проектирование, испытания в аэродинамической трубе и тестирование закрылков крыла с управляемой циркуляцией будут совместно проводиться Канадой и Австралией.
рисунок возможного применения военно-транспортного самолета DHP-72, представленный компанией de Havilland Canada и опубликованный в выпуске журнала «Air International» в выпуске за август 1976 года
Первые проработки коммерческой версии военно-транспортного самолета связаны с конфигурацией, аналогичной конфигурации DHP-72, но с третьим двигателем в хвостовой части. Особое внимание будет уделено шумовой сигнатуре, поскольку некоторые технологии уже доступны в результате работ над комплектами шумоподавления для двигателей Spey. Установленные на крыле двигатели будут двойного назначения; они будут обеспечивать поступательное движение и обдув закрылков и иметь соотношение холодных и горячих газов 0,75 на 0,25 (Скорость горячей струи настолько мала, что ее шум незначителен по сравнению с шумов при всасывании воздуха и от сопел вентиляторов двигателей). Шум при всасывании воздуха подавляется воздушными заслонками, в то время как шум от сопел вентиляторов двигателей подавляется в закрылках крыла с управляемой циркуляцией. Третий двигатель будет строго маршевым.
ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Размеры: размах крыла 80 футов (24,38 м); длина 83 футов 5 дюймов (25,43 м); высота 30 футов 5 дюймов (9,27 м); площадь крыла 800 кв. футов (74,32 м²); относительное удлинение крыла 8:1; стреловидность крыла по линии четверти длин хорд 27,5; ширина колеи шасси 26 футов 8 дюймов (8,13 м); размеры грузового отсека (без препятствий, за исключением рампы задней погрузочной рампы): длина 32 фута (9,75 м), ширина 9 футов 2 дюйма (2,79 м), высота 8 футов (2,44 м).
Масса: расчетная перегрузочная для обычного взлета 72000 фунтов (32659 кг); нормальная взлетная; для укороченного взлета с неподготовленной площадки длиной 1500 футов (457 м) с преодолением препятствия высотой 35 футов (10,7 м) 60000 фунтов (27216 кг)
[1] в данной аэродинамической трубе получены числа Рейнольдса, составляющие примерно половину полной шкалы
источник: «DHP-72: a new tactical Stol transport» «FLIGHT International», 27 February 1975, pages 331-332
