Альтернативная авиация Нереализованные проекты самолётов.

Super Hustler и далее. Часть IV — после Kingfish

Andriuha077 14.09.2012 7

В избранноеВ избранномRemoved 0

ЦРУ официально прекращена работа Convair по Project Gusto — это кодовое имя носил проект замены Dragon Lady — в феврале 1960 года. Компания получила окончательный расчет за работы, связанные с программой, в январе 1963 года. Однако, спустя всего десять месяцев, Convair использует предшественника Kingfish — т.е. FISH — в качестве отправной точки для исследования заменителя A-12.

Convair использовал FISH в качестве отправной точки в исследовании замены для Lockheed A-12. Максимальные скорости этих конструкций простирались от сверхзвуковых до гиперзвуковых.
По материалам codeonemagazine com 9 марта 2012
Super Hustler, FISH, Kingfish, And Beyond: Part 4: Beyond Kingfish
Автор, Eric Hehs, является редактором Code One

Super Hustler и далее. Часть I
Super Hustler и далее. Часть II — FISH
Super Hustler и далее. Часть III — Kingfish
«««Super Hustler и далее. Часть IV — после Kingfish»»»

Convair резко остановлены усилия по неудавшейся конструкции Kingfish, как только ЦРУ выбран Lockheed A-12 в августе 1959 года, как более высокоскоростную, высотную замену разведывательному самолету U-2. Структурные части тестов, инструменты, сырье и материалы, связанные с Kingfish, были уничтожены и проданы в качестве металлолома. Инженеры, работавшие над программой, были переведены. Документы были измельчены.

Однако, спустя всего десять месяцев, Convair использует предшественника Kingfish — т.е. FISH — в качестве отправной точки для исследования заменителя A-12.

Команда около пятнадцати инженеров, которую возглавил Рэнди Кент (Randy Kent), работала над исследованиями обновленной конструкции. «Мы собрали отличную команду», — вспоминает Kent почти пятьдесят лет спустя. «Мы собрались в безопасной зоне, отведенной специально для нашего проекта. Работа была очень важна для компании, потому что мы думали, что вылетим из бизнеса, если не произведем задуманного. Очень мало новых программ самолета были настолько важны для нас в то время.»

Те, кто работал над проектом по замене А-12, первоначально присвоили ему внутреннее условное обозначение Work Order-540. Первоначальные исследования были разделены на четыре двухмесячных фазы, которая охватили промежуток ноября 1963 по июнь 1964 года.

Этап 1. Конфигурация 234 Расширенная

FISH конфигурации 234 становится отправной точкой для Первой Фазы исследований. Эта конструкция и ее эволюции, которые подробно описаны ранее, в Части II этой серии, были завершены в 1959 году. Конфигурация 234 была 14,3 м (сорока семи футов) в длину, и высотой 3 м (десять футов) в хвосте. Самолет имел размах крыльев около 11,3 м (тридцати семи футов), площадь крыла 66,3 м (714 квадратных футов), а полный взлетный вес 17384 кг (38325 фунтов). Оснащенный двумя ПВРД Marquardt MA24E, самолет имел максимальную скорость 4 М и дальность 7200 км (3900 морских миль).

На начальном этапе исследования замены А-12 фокусировались на носимых самолетах, совместимых с расширенной версией B-58, которые имели больше хвост, основательнее и выше шасси, и на 1,5 м (пять футов) удлиненный фюзеляж. Радиус действия для запуска FISH из больших B-58 составлял 4260 км (2300 морских миль).

Сверхзвуковая заправка, переменная стреловидность крыла и турбовентиляторные двигатели в сочетании с прямоточными (turbofan ramjet engines) были рассмотрены на этой фазе исследований. Результатом были четыре новые конфигурации.

Первая, Конфигурация 234A, была оптимизирована для сверхзвуковой дозаправки в воздухе. Она была общим весом 18983 кг (41850 фунтов), радиус действия 4900 км (3045 миль), и дальность после выполнения тактической фазы 3590 км (1885 морских миль). (Дальность делилась на этапы зоны и пост-зоны. Зона была эффективной дальностью, по достижении самолетом оперативных скорости и высоты, определяемых как 4 М и 27430 м — 90000 футов). Сверхзвуковая заправка создала сразу несколько аэродинамических проблем, поэтому такая конфигурация была исключена из рассмотрения.

Конфигурация 234B была вариацией оригинального 234, за исключением заправки на дозвуковых скоростях. Самолет имел общий вес 19373 кг (42710 фунтов), зонную дальность 6945 км (3750 морских миль), и дальность пост-зоны 3700 км (2000 морских миль).

В то время как конфигурация 234 имела два турбореактивных двигателя, которые были шарнирно установлены позади кабины и внутри фюзеляжа, чтобы они могли извлекаться для посадки, у 234B было три турбодвигателя, устанавливающиеся на специальный механизм позади кабины, поднимающий их для посадки. Эта конфигурация показала ожидаемые параметры и прошла в следующую фазу исследований.

Конфигурация VSF-1 обладала переменной стреловидностью крыла. Переменные проекции в плане изменили аэродинамические свойства самолета в полете. Применение переменной стреловидности крыла в конструкции для замены A-12 выполнялось в тех же временных рамках. Крылья переменной стреловидности были предписаны ВВС США в 1960 году в качестве требований, предъявляемых к программе TFX. General Dynamics выиграла эту программу в ноябре 1962 года со своим дизайном, создав F-111, первый серийный самолет с изменяемой стреловидностью крыла.

Автор рисунков: Glen Carter

VSF-1 был общим весом 19865 кг (43795 фунтов), дальность 6426 км (3470 морских миль), и дальность пост-зоны 5150 км (2780 морских миль). Крылья получили скос около пятнадцати градусов. Как и конфигурация 234, VSF был оснащен двумя прямоточными воздушно-реактивными двигателями для сверхзвуковых полетов и двумя турбореактивными двигателями для дозвукового полета. Турбореактивные двигатели были спрятаны внутри во время сверхзвукового полета, такой же подход используется для 234B.

Изначально конструкция переменной стреловидности имела скидку на рассмотрение в дальнейшем, так как толщина крыла превысила некоторые аэродинамические и пространственные требования, установленные самолетом-носителем B-58. Это решение было впоследствии отменено.

Конфигурация FWF-2 включала два турбовентиляторных-ПВРД двигателя (turbofan ramjet engines). Эти двигатели, с турбореактивным и прямоточным режимами, позволили внутренние турбореактивные двигатели, используемые в других конфигурациях, в этой фазе исследований удалить. В результате была увеличена дальность. FWF-2 имел общий вес 22083 кг (48685 фунтов), зонная дальность 7220 км (3900 морских миль), и дальность пост-зоны от 5500 км (3000 миль). Эта конфигурация также была переходной.

Фаза 1 включает несколько поисковых исследований. Первое, которая касается дозаправки в сверхзвуковом полете, непосредственно связано с конфигурацией 234A. Convair также изучал влияние тепла на топливо в топливных баках, прицепных концепций для ускорения прицепного самолета, и 6-маховый носимый самолет, питаемый пропаном. Конфигурация, помеченная HV-1, гиперзвуковой прицепной самолет на газовом топливе, будет добавлен в список проектов, осуществляемых на следующем этапе.

Этап 2: Беспилотные и разгоняющиеся самостоятельно

Фаза 2, с 13 января по 13 марта 1964 года, расширяет папку проектов новыми носимыми конфигурациями, в том числе беспилотными. Хотя Kingfish никогда не ссылается на эти подробности, не прицепные конструкции, называемые само-разгоняющимися, были также рассмотрены на этом этапе.

Конфигурация 234B, сохраняя при этом свою базовую конструкцию, прошла через более строгий структурный анализ и стала известна как конструкция с неподвижным крылом (Fixed Wing), или серия FWF.

WF-2 превратился в FWF-2C, который был общим весом 24720 кг (54500 фунтов), дальность зоны 7200 км (3900 морских миль), и дальность пост-зоны 4740 км (2560 морских миль). Крейсерская скорость увеличилась до 4,3 Маха. Планируемая цена и вес турбовентиляторно-прямоточных двигателей, однако, исключил эту конфигурацию из дальнейшего рассмотрения.

Конфигурация HV-1, для скорости 6 М, подвешивается под B-58 и работает на пропане.

Конфигурация HV-1 превратилась в HV-2. Шести-маховая конструкция была общим весом 24775 кг (54620 фунтов), дальность зоны 6890 км (3720 морских миль), и дальность пост-зоны 3110 км (1680 морских миль). Эта конфигурация была исключена из дальнейшего рассмотрения из-за значительного времени, требуемого для разработки двигателя на сжатом газе и системы хранения топлива.

GAS-L, носимый на B-58, шести-маховый, питается бутаном. Конструкция была разработана Gruen Labs во время Фазы 2.

Первый беспилотный носимый самолет назван Конфигурацией UMP-1. При отсутствии шасси, общий вес 7394 кг (16300 фунтов), дальность зоны 9260 км (5000 морских миль), и дальность пост-зоны нулевая, эта конфигурация может быть запущена из немодифицированных B-58. Самолет может передавать информацию на наземную станцию в полете, а затем самоликвидироваться в море.

Четырех-маховая VSF-1 с изменяемой стреловидностью превратилась в пяти-маховую VSF-4. Этот самолет был общим весом 21328 кг (47020 фунтов), дальность зоны 7400 км (4000 морских миль), и пост-зона 4397 км (2320 морских миль). Зонная высота была задана 28956 м (95000 футов). Конструкция имела три турбореактивных двигателя, которые выдвигались позади кабины для посадки.

На этом этапе исследовалась и одна самостоятельно разгоняющаяся конструкция. Названный Конфигурацией SA-1, самолет был общим весом 40270 кг (88780 фунтов), пред-зонная дальность 6260 км (3380 морских миль), зонная дальность 7445 км (4020 морских миль), и пост-зонная дальность 7945 км (4290 морских миль). Самолет оснащался двумя турбовентиляторными-ПВРД TF30. Развитие разработки двигателя снизило цену, но подход следовало доработать в рамках Фазы 3.

Фаза 2 также включает в себя четыре поисковых исследования. Первое связано с использованием X-15, как носимого на B-58A. Второе исследование включало его буксировку на скорости от 0,5 до 2 М. Третье исследование связано с использованием ПВРД, запускаемых при помощи твердотопливных ракетных ускорителей. Четвертый, и последний, этап связан с использованием углеводородного топлива более высокой плотности энергии для увеличения дальности.

Этап 3: Рекомендации

Конфигурация VSF-4, прицепной пяти-маховый самолет с изменяемой стреловидностью крыла, стал основой Фазы 3. Инженеры Convair были также задействованы для оценки конфигурации с очень низким радарным отражением.

Фаза 3 начинается с оценки возможности модификации B-58 в качестве стартовой платформы для VS-4. Этот первый вариант состоял из крепления второй ступени ракеты SCOUT к нижней части VSF-4 и воздушного запуска этой комбинации с B-52. Позднее так будут запускаться дроны Lockheed D-21. SCOUT, этот акроним расшифровывается как Solid Controlled Orbital Utility Test — проверка полностью контролируемых орбитальных приложений, был первыми твердотопливными ракетами американского производства, способными разместить спутник на 800-км (500-мильной) орбите. Второй вариант состоял в наземном запуске VSF-4 на первой ступени LGM-30 Minuteman I. Трехступенчатые твердотопливные ракеты Minuteman I представляют собой межконтинентальные баллистические ракеты для доставки ядерных боеголовок.

Эти варианты привели к само-стартующей версии VSF-4 изменяемой стреловидности, которая получила название Конфигурации SA-2S. Эта конфигурация была увеличенной версией VSF-4, оснащенной двумя турбореактивными Pratt & Whitney J52 для взлета и дальнейшего полета. Твердотопливная ракета, первая ступень от ракеты SCOUT, была использована для ускорения самолета до сверхзвуковых скоростей, необходимых для запуска его двух ПВРД Marquardt.

Конфигурация SA-2S имела взлетный вес 41730 кг (92000 фунтов), дальность предварительной зоны 3890 км (2100 морских миль), дальность зоны 7400 км (4000 морских миль), и пост-зону 5000 км (2700 морских миль). Крейсерские 5 М и 28956 м (95 тысяч футов). Масса топлива 16647 кг (37600 фунтов). Самолет размером 26,7 м (87,5 фута) в длину и 5,1 м (16,7 футов) в высоту. Размах крыльев 10,7 м (35,0 футов) с крыльями чистых форм для высокоскоростного полета. Размах с выдвинутыми на низкой скорости полета крыльями 18,4 м (60,3 футов). Были опробованы несколько турбореактивных двигателей и ракетных ускорителей, некоторые из них экспериментальные, с целью улучшения производительности.

Предварительный график назначает дату первого полета через четыре года после утверждения программы. Ускоренная семимесячная последующая программа, которая включала развитие конструкции, испытания в аэродинамической трубе, структурное тестирование и испытания на отражение радарных волн, была оценена в 1,6 млн. долларов в год. Были предложены и менее срочные варианты.

Конфигурации LCS-1 и SUB-6 отвечали потребности исследования конструкции с очень низким отражением. Это проекты уменьшенных дальности, скорости и высоты, с целью минимизировать поверхность рассеяния. LCS-1 был трех-маховым, с неподвижным крылом, двойным хвостом, с плоским дном, с одним воздухозаборником на верхней части фюзеляжа. Раздвоенный вход воздуха второй конструкции, растянутый вокруг центрально-расположенной кабины и подававший воздух в два турбореактивных Curtiss-Wright TJ70.

LCS-1 был 26,2 м (86,0 футов) в длину, имел размах крыльев 21,3 м (70,0 футов), а площадь крыла 253,6 кв.м (2730 квадратных футов). Малозаметная конструкция использовала радиопоглощающие материалы. LCS-1 имел взлетный вес 34246 кг (75500 фунтов), дальность в предварительной зоне 6945 км (3750 морских миль), зонную дальность тоже 3750 морских миль, и пост-зонную дальность 7038 км (3800 морских миль). Конфигурация была рекомендована для дальнейшего изучения.

SUB-6 была дозвуковой конструкцией, 0,77 М, выглядящей как скрытная версия U-2. Самолет имел размах крыльев 59,4 м (195 футов). Подобно LCS-1, воздухозаборник SUB-6 был раздвоенным, расположенным на верхней части фюзеляжа. Кроме того, как и LCS-1, SUB-6 был оснащен двумя турбореактивными двигателями TJ70. Самолет имел взлетный вес 27215 кг (60000 фунтов). Его предварительная зона, оперативная, и пост-зона составляли по 4000 км (2200 морских миль). Вариант был исключен из дальнейшего изучения, поскольку низкая крейсерская скорость и малая высота 24384 м (80 000 футов) делали его уязвимым для потенциальных угроз.

Как и предыдущие, Фаза 3 включает несколько поисковых исследований. Улучшение дальности на высокоэнергетическом углеводородном топливе было проверено в тестах. Были доработаны окна камеры температурных исследований. Была изучена переменная площадь крыла, а также парусность законцовок различной площади.

В графике расходов в конце доклада для Фазы 3 указано, что заказ 540 будет обработан до конца июля 1965 года, с общим бюджетом в 165 тысяч долларов, а примерно 110 тысяч было потрачено в течение первых трех фаз. Однако никаких отчетов о состоянии заказа за пределами Фазы 3 в процессе сбора материала для данной статьи обнаружены не было. Разрыв, однако, покрыт работой над последующими проектами, которые были начаты в августе 1964 года. Результаты этой работы были представлены воздушному командованию (Air Force Systems Command) в марта 1965 года в докладе под названием Manned Hypersonic Vehicle Study — исследованиями пилотируемых гиперзвуковых транспортных средств.

Исследование пилотируемых гиперзвуковых транспортных средств

Данные исследования подвели итоги сделанного на предыдущих этапах с конструкциями для скорости от 4 до 6 М, чтобы затем обратиться к водородным проектам двух классов, для скоростей от 6 до 12 М. Первый класс, называемый Early Availability (ранний), состоял из аппаратов с привычными силовыми установками, включая имеющиеся турбореактивные двигатели и дозвуковые дожигающие ПВРД. Второй класс, называемый Later Availability (поздний), состоял из аппаратов с перспективными системами двигателей, в том числе передовыми турбореактивными двигателями и сверхзвуковыми ПВРД.

Ни одна из этих конструкций не была носимой для B-58, что не удивительно, так как министр обороны Роберт Макнамара (Secretary of Defense Robert McNamara) официально объявил выход на пенсию программы B-58 в конце 1965 года.

В ранней категории доступности (Early Availability) представлены три подхода к проектированию. Они были основаны на трех вариациях той же концепции разведывательной миссии — этап пред-зоны на дозвуковых скоростях и средних высотах, которые покрывали не менее 3700 км (2000 морских миль) от области сбора разведанных; этапа максимальной высоты и сверхзвуковой, или даже гиперзвуковой, крейсерской скорости, на 7400 км (4000 морских миль), а затем этапа на дозвуковой скорости, возвращающего аппарат к точке старта или другой безопасной базе.

Первый проект подошел к миссии с высоко скользящим аппаратом. Эта конструкция, называемая Конфигурация R-3, имела максимальную скорость 9 М и максимальную высоту 39600 м (130000 футов). После разгона ракетой-носителем с тягой 86 тс (190000 фунтов), работающей при максимальной скорости и высоте на жидком водороде и жидком кислороде, аппарат скользил оставшуюся часть времени в зоне разведки. Дозвуковая тяга для пред-зоны и пост-зоны обеспечивалась одним турбореактивным Bristol Siddeley 100/8.

R-3 имел общий вес 66200 кг (146000 фунтов) и зонную дальность 2000 км (1100 морских миль). Крылья переменной стреловидности, когда они раскрыты, давали самолету размах 24,3 м (восемьдесят футов). Общая длина самолета 43,2 м (141,8 фута). Угол стреловидности по передней кромке, когда крылья сложены, составлял восемьдесят два градуса.

Вторым подходом к задаче, под названием Конфигурация B-2, был воздушный запуск спутника при помощи реактивного ракетного модуля, прикрепленного к нижней части гиперзвукового носителея. Носитель имел максимальную скорость 8 М. Он оснащался четырьмя двигателями General Electric J93 и одним ракетным двигателем на жидком кислороде и топливе JP. Тяга ракеты была 113 тс (250000 фунтов). Самолет длиной 41 м (134,7 футов), с фиксированным размахом крыла 23,7 м (77,8 фута) и углом стреловидности шестьдесят градусов. Он весил 135600 кг (299 тысяч фунтов) без навесной нагрузки.

Спутник на B-2 был оснащен двумя ракетами. Первая ракета, которая включалась после отделения от носителя на скорости 8 М, представляла собой двухступенчатую UGM-27 Polaris A2, морскую баллистическую ракету. Вторая была ракетой Thiokol, диаметром 102 см (сорок дюймов). Комбинация спутника и ракет весила 11340 кг (25000 фунтов).

Третий дизайн подходил к миссии с крейсирующим аппаратом. Названная Конфигурацией C-3, эта конструкция имела максимальную скорость 8 М и высотность 35000 м (115000 футов). Самолет с раздвоенным хвостом был оснащен четырьмя передовыми турбореактивными двигателями Pratt & Whitney TF30, и одним Marquardt, двухтопливным ПВРД.

ТРД разгонял самолет до 3 М, момента включения ПВРД, потребляющего топливо JP-4, такое же, как используется для питания турбореактивных двигателей. Как только самолет достигает 35000 м (115000 футов) и 8 М, ПВРД переходит на жидкий водород, потребляемый в течение всей оперативной зоны. Двутопливный подход позволил самолету быть размером меньше варианта на одном топливе, и при этом заправляться от существующих самолетов-заправщиков KC-135.

C-3 имел взлетный вес 77100 кг (170000 фунтов). Он был 48,3 м (158,4 фута) в длину и имел размах крыльев 20,8 м (68,4 фута).

Альтернативная конфигурация C-3, в которой все четыре турбореактивных двигателя были помещены между двойными хвостами, имеет длину 45,1 м (147,9 фута), размах крыльев 20,9 м (68,5 фута).

Конструкции, обозначенные Later Availability, были основаны на двигателе и конструктиве конфигурации C-3. Эти достижения включали сверхзвуковые ПВРД и передовые турбореактивные двигатели. Эти проекты, которые не были детализированы, и не продолжены, если верить Кенту (Randy Kent), были бы способны достигать орбитальных скоростей.

Конструкторское наследие

Исторический контекст объясняет, почему эти сверхзвуковые и гиперзвуковые конструкции никогда не покидали чертежной доски. Успех программ Lockheed A-12 и SR-71 сделал разработку альтернатив ненужной. Инженеры в Форт-Уорт более сосредоточились на программе F-111 и самых ранних стадиях программы легкого истребителя. Кроме того, успех американских разведывательных спутников, запускаемых ракетами, уменьшилась потребность в воздушно-реактивных платформах разведки.

Проект National Aerospace Plane project вызвал возобновление интереса к гиперзвуковому полету в середине-конце 1980-х годов, с акцентом на скоростной транспорт и воздушно-реактивный, одноступенчатый вывод на орбиту. Документы, используемые в качестве исходного материала для статьи о FISH и Kingfish, были рассекречены для использования в программе National Aerospace Plane project, или NASP. Поскольку проект NASP был отменен в 1993 году, гиперзвуковые исследования и разработки по сей день продолжаются Lockheed Martin Skunk Works, в виде проектов NASA, ONR и DARPA. Skunk Works продолжает изучать аэродинамику больших скоростей, сверхзвуковые и гиперзвуковые двигатели и материалы планера, которые могут применяться к будущих системах.

Посвящение: серия "Super Hustler, FISH, Kingfish, и за его пределами" посвещается Бобу Видмеру (Bob Widmer), создателю конструкторского и инженерного департамента Consolidated Aircraft Fort Worth Division, в Техасе, в 1942 году.

Источники информации: "Beyond Kingfish" основана на нескольких презентациях, выпущенных для программы NASP в 1986 году. Code One благодарит Рэнди Кента (Randy Kent) за его первостепенный вклад в написание статьи, и Кевина Реншо (Kevin Renshaw) за рассмотрение статьи на техническую точность.

Примечание: General Dynamics приобрела Convair в 1953 году. Fort Worth operation впоследствии известен как отдел Convair Division в General Dynamics. После реорганизации компании в мае 1965 года, центр в Форт-Уорт был назван General Dynamics Fort Worth Division. Для простоты, в этой статье используется наименование Convair.

По материалам: Super Hustler, FISH, Kingfish, And Beyond
codeonemagazine.com/article.html?item_id=67 — 15 марта 2011
codeonemagazine.com/article.html?item_id=74 — 16 июля 2011
codeonemagazine.com/article.html?item_id=82 — 30 сентября 2011
«««codeonemagazine.com/article.html?item_id=92»»» — 9 марта 2012
Автор, Eric Hehs, является редактором Code One
Автор иллюстраций: Glen Carter . Фото: Carl Richards

Lockheed D-21/M-21, или НЛО по-американски
Туполев, гиперзвуковые. Проект БПЛА «Ворон»
200-й «стратег». Т-4МС («200»). ОКБ Сухого. СССР
Истребитель F-107 Ultra Sabre. США
Орбитальный бомбардировщик Буран. Космический меч СССР. Проект. СССР. 70-80гг.
Орбитальные истребители. Проекты. СССР. 50-60гг.
«Спираль» («50»). Воздушно-орбитальная система
«Аякс» — стратосферный праведник