В 1970-х и 1980-х годах наблюдался значительный рост числа самолетов бизнес-класса. Это были годы улучшения деловой активности и расширения политических и экономических отношений между странами и континентами.
Основными требованиями к самолетам бизнес-класса были эффективная доставка пассажиров в любой город мира в комфортных условиях с одной промежуточной посадкой.
Как правило, полёт на дозвуковом реактивном самолёте бизнес-класса на расстояние от от 3000 до 4000 км занимал примерно шесть часов. Рабочий день обычно длится восемь часов. В течение рабочего дня было трудно совместить полёт с деловой активностью и обратным перелётом. Это привело к желанию увеличить скорость до околозвуковой, хотя это не значительно сократило время полёта. Значительное сокращение времени в пути могло быть достигнуто только за счёт сверхзвукового полёта.
Исследование диапазона сверхзвуковых скоростей привело к выводу, что скорость в два Маха оптимальна для бизнес-рейсов. Такая скорость сокращает время полёта более чем наполовину. Проект сверхзвукового бизнес-джета (SSBJ) был начат в 1988 году. Его автором был генеральный конструктор ОКБ Сухого Михаил Симонов. Проектные работы начались в январе 1989 года.
Проектировщики систематически рассматривали более шестидесяти аэродинамических конфигураций. О масштабах исследовательской работы можно судить по перечню исследований:
1. Такие аэродинамические конструкции, как бесхвостые самолеты, "утки" и "трехплоскостные" конфигурации, с горизонтальными носовой и хвостовой поверхностями.
2. Варианты самолетов с двумя, тремя и четырьмя двигателями.
3. Различные варианты расположения двигателей (под крылом, над крылом и в разнесённых мотогондолах).
4. Различные типы воздухозаборников двигателей, такие как круглые воздухозаборники и прямоугольные воздухозаборники с вертикальными или горизонтальными направляющими.
5. Силовые установки с осесимметричными и двумерными соплами.
6. Различные конфигурации вертикального хвостового оперения с одним и двумя стабилизаторами.
7. Фюзеляжи с различными поперечными сечениями и различными коэффициентами удлинения.
8. Конфигурации с различными формами крыла в плане, различными углами стреловидности передней кромки, различными соотношениями хорды и размаха, различными средними поверхностями крыла, различными углами стреловидности законцовок крыла и крыльями с концевыми пластинами и без них.
9. Конфигурации с различными законами распределения поперечного сечения по длине фюзеляжа.
10. Конфигурации с передними поверхностями различной формы в плане, площади, соотношения сторон, угла стреловидности передней кромки и расположения.
11. Конфигурации с хвостовыми оперениями различной формы в плане и с разным углом стреловидности, установленными по бокам гондол двигателей и на задней части фюзеляжа на разной высоте относительно хорды крыла.
12. Варианты фюзеляжа с обычным обтекателем, с обтекателем, выступающим за контуры фюзеляжа, и без обтекателя.
Базовой аэродинамической конструкцией был цилиндрический фюзеляж в форме иглы с высоким коэффициентом удлинения, без обтекателя, с низко расположенным тонким крылом с большим углом стреловидности LEX и умеренным углом стреловидности внешних панелей и законцовок. Фюзеляж был объединён с крылом, образуя цельное несущее тело. Этот самолет представлял собой бесхвостую конструкцию с трехопорным шасси. В хвостовой части фюзеляжа было установлено вертикальное оперение с одним килем. Двигатели были установлены в двух широко расставленные гондолы под корпусом. Самолет имел осесимметричные воздухозаборники и сопла.
18 июня 1989 года в Парижском аэропорту американская компания Gulfstream Aerospace заключила соглашение с ОКБ Сухого о совместном проектировании, производстве и продаже SSBJ. Этот самолёт должен был перевозить 10 пассажиров на расстояние 7400 км со скоростью 2,0 Маха.
Самолёту было присвоено обозначение С-21 (SSBJ S21). В сентябре 1989 года в Саванне начались предварительные переговоры между руководством Gulfstream и представителями конструкторского бюро Сухого.
Председатель правления и исполнительный директор Gulfstream Аллан Э. Полсон посетил конструкторское бюро Сухого.
С 22 по 29 июня 1990 года делегация ОКБ Сухого работала в США. Обсуждались детали проекта и вопросы, касающиеся выбора двигателя. Технические требования к самолету были уточнены на встрече с возможным заказчиком. Западная пресса опубликовала четыре исследования конфигурации S-21:
1. Бесхвостый вариант С-21, оснащенный двумя двухконтурными турбовентиляторами (DTRD), установленными бок о бок в хвостовой части фюзеляжа. Это было представлено на аэрокосмическом салоне в Ле-Бурже в 1989 году. Двигатели имели смежные воздухозаборники с вертикальными рампами, установленными выше плоскости хорды крыла. На мотогондолах было установлено вертикальное оперение с одним оперением . Было предложено оснастить самолёт тонким крылом с большим удлинением и законцовкой.
2. Вторая версия имела хвостовое оперение, два двигателя, установленных под центральной частью крыла, длинный фюзеляж с передней и задней частями с большим удлинением и тонкое крыло с большим углом стреловидности и законцовкой. Главной особенностью этой версии были вертикальные стабилизаторы, установленные на законцовках крыла. Они не только обеспечивали путевую устойчивость и управляемость, но и служили законцовками крыла для увеличения эффективной площади крыла и подъёмной силы.
3. Версия С-21 с передним горизонтальным оперением 1990 года выпуска представляла собой свободнонесущий моноплан с низкорасположенным крылом и однокилевым вертикальным хвостовым оперением.
Этот самолёт имел двухлонжеронное крыло, состоящее из внешних панелей с умеренным углом стреловидности и тонким соотношением толщины к хорде, а также внутренний лонжерон с большим углом стреловидности.
Конструкция центральной поверхности крыла, включая скручивание крыла, позволила конструкторам получить не только требуемое соотношение для сверхзвукового крейсерского полёта и расчётную дальность полёта, но и достаточные взлётные и посадочные характеристики. Конструкторы также изучали целесообразность установки концевых обтекателей. Фюзеляж с коэффициентом тонкостенности не менее 15 имел сложное поперечное сечение.
Сверхзвуковое правило площадей и внутренняя компоновка определили форму поперечных сечений фюзеляжа. Следовательно, было снижено не только сверхзвуковое волновое сопротивление, но и интенсивность звукового удара. Силовая установка состояла из трёх турбовентиляторных двигателей. Два из них были установлены отдельно в гондолах двигателей под крылом. Это обеспечило отличные характеристики воздухозаборников в широком диапазоне чисел Маха и углов атаки. Расстояние между воздухозаборниками исключало помехи при любых условиях полета, включая помпаж в одном из двигателей. Регулируемые воздухозаборники имели горизонтальные откосы. Воздухозаборники были отделены от фюзеляжа для предотвращения попадания пограничного слоя. Между крылом и рампой воздухозаборника находилось отверстие для отвода пограничного слоя
Третий двигатель, установленный в хвостовой части фюзеляжа, был оснащен воздухозаборником, установленным на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа.
Устройства для увеличения подъемной силы состояли из закрылков и элевонов.
Для самолета были предложены следующие характеристики:
Размах крыльев — 23,6 м,
длина фюзеляжа — 32,5 м,
высота — 7,2 м,
взлётная масса — 56 400 кг,
масса пустого самолёта — 27 600 кг,
запас топлива — 28 000 кг.
4. Двухдвигательный самолёт, который, как показали исследования, был оптимальным для перевозки 5-10 пассажиров на расстояние 7400 км со скоростью 2,0 Маха. Результаты испытаний в аэродинамической трубе, теоретических аэродинамических исследований, конструктивного проектирования и разработки самолёта доказали целесообразность создания сверхзвукового бизнес-самолёта, способного выполнять такие задачи.
Согласно техническим характеристикам, С-21 мог пролететь 4000 км за 2 часа 20 минут без промежуточных посадок. A полет протяженностью 7400 км займет 4 часы. Обладая такой дальностью полета, самолет С-21 был способен совершать беспосадочные рейсы примерно между четвертью крупнейших городов мира. С одной промежуточной посадкой он мог совершать полеты между 80% таких городов. Особенностью конструкции С-21 было то, что эксплуатационные сверхзвуковые и дозвуковые дальности полета были практически равны друг другу. Это было связано с тем, что маршруты полётов часто проходили через территории, где сверхзвуковые полёты были запрещены, даже несмотря на то, что интенсивность звукового удара была низкой. Ещё одной особенностью С-21 была его способность базироваться на тех же аэродромах, что и дозвуковые дальнемагистральные бизнес-джеты, такие как Gulfstream tV. Это было возможно благодаря нагрузке на крыло и соотношению тяги к весу во время взлёта, посадки и крейсерского полёта. 8ольшие характеристики стали возможны благодаря компромиссам в геометрических параметрах крыла и его размерах, а также новым, более мощным турбовентиляторным двигателям с обходным потоком. На этапе проектирования большое внимание уделялось двум проблемам, решение которых определило бы судьбу проекта. Этими проблемами были интенсивность звукового удара и уровень шума при взлете, посадке и движении по взлетно-посадочной полосе. Основными методами снижения интенсивности звукового удара были:
- минимизация размеров самолёта (длины и площади планеры). С -21 был в два раза короче «Конкорда», а площадь его планеры была в 4,2 раза меньше;
- минимизация веса самолёта. Средний взлётный вес С-21 в 3,3 раза меньше, чем у «Конкорда»;
- аэродинамическая конфигурация С-21 была выбрана с учётом необходимости снижения интенсивности звукового удара. У С-21 не было «наклоненного» вперёд фюзеляжа, как у сверхзвуковых самолётов первого поколения. Обзор из кабины во время взлёта и посадки обеспечивался системой оптических и радиоэлектронных устройств.
Первый проект детальной спецификации С-21 был представлен консорциуму компанией «Сухой» в октябре 1991 года. Однако в следующем году компания Gulfstream под руководством Аллана Полсона вышла из проекта. Соответственно, планы по первому полёту в 1994 году были отложены, и вся программа, предусматривающая производство примерно 150 самолётов после начала производства в 2000 году, была приостановлена.
Описание С-21
Самолёт с передним горизонтальным стабилизатором состоял из следующих элементов: фюзеляж, центральная секция крыла, законцовки крыла, внешние панели крыла, хвостовое оперение и шасси. Фюзеляж: передняя часть фюзеляжа предназначалась для установки авионики, в том числе радара. Герметичный отсек включал кабину пилота, пассажирскую кабину и вспомогательные помещения. Под кабиной пилота располагалось убирающееся в переднюю часть шасси. Пассажирский салон обеспечивал необходимый комфорт для пассажиров при любых условиях полёта. В версии первого класса размещалось пять пассажиров, а в версии экономического класса — десять. В пассажирском салоне были все необходимые предметы для работы и отдыха в полёте и на земле. Основная дверь-трап располагалась в левой части фюзеляжа, за кабиной пилота. Два аварийных выхода располагались над передней кромкой крыла, по одному с каждой стороны. В задней части фюзеляжа находились вспомогательные помещения.
В центральной части фюзеляжа располагался передний топливный бак, а также средняя ниша шасси, которая была установлена на передней стенке центральной секции крыла. В задней части фюзеляжа находился центральный отсек, в котором размещалось авиационное и двигательное оборудование, а также топливные баки. Здесь же располагались задний топливный бак и вспомогательная силовая установка. Вертикальный стабилизатор с рулем направления был установлен на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа. Центральная часть крыла включала в себя переднюю кромку, топливный бак, боковые отверстия для основных передач, торсионную коробку центральной части крыла, отсеки для оборудования, задние топливные баки и точки крепления закрылков на задних стенках.
Торсионная коробка представляла собой встроенный топливный бак, за исключением места, занимаемого главным редуктором.
Крыло: самолёт имел двухкилевое крыло с тонким профилем. Управляющие поверхности канард были установлены на передней части фюзеляжа перед удлинением крыла.
На задней части фюзеляжа располагались управляемые закрылки, установленные между фюзеляжем и гондолами двигателей. Устройства для увеличения подъёмной силы крыла состояли из элеронов и рулей высоты. Удлинение передней кромки крыла не имело устройств для увеличения подъёмной силы. Хвостовое оперение: однокилевое хвостовое оперение было установлено в хвостовой части фюзеляжа.
Шасси: самолёт был оснащён убирающимся шасси, состоящим из носовой стойки и трёх основных стоек. Каждая основная стойка имела по два колеса с тормозами. Центральная основная стойка убиралась вперёд в нишу фюзеляжа. Две боковые основные стойки убирались вперёд к центральной линии самолёта в ниши центральной секции крыла.
Силовая установка: самолёт должен был оснащаться двумя турбовентиляторными двигателями АЛ-63М, каждый из которых развивал тягу 8 000 кг. Двигатели были разработаны совместно НПО «Сатурн» (ОКБ Люльки) и Rolls-Royce. Вспомогательная силовая установка (ВСУ), установленная в хвостовой части фюзеляжа, обеспечивала работу системы кондиционирования воздуха, электрической и гидравлической систем на земле и в аварийной ситуации.
Под центральной частью крыла были установлены две гондолы двигателей, каждая из которых имела регулируемый воздухозаборник, воздуховод и отсек двигателя. Оба турбовентиляторных двигателя с форсажем были оснащены регулируемыми соплами с системами реверса тяги. Узлы двигателей были установлены таким образом, чтобы площадь поперечного сечения гондол двигателей была минимальной. Двигатели были оснащены внешними устройствами выброса для снижения уровня шума при взлете.
Поддержите канал-поставьте лайк.