В 1970-х и 1980-х годах мировой парк представительских самолетов значительно увеличился по мере роста деловой активности и расширения политических и экономических отношений между странами и континентами. Самолеты представительского класса (бизнес-джеты) должны были с комфортом доставлять пассажиров в любой город мира с не более чем одной промежуточной остановкой.
Как правило, дозвуковому бизнес-джету требовалось около шести часов, чтобы преодолеть расстояние в 3000–4000 км. Рабочий день обычно длится восемь часов; за это время было сложно совместить вылет с деловой активностью и обратный рейс. Полёты на околозвуковых скоростях существенно не сокращали время в пути; значительного улучшения можно было добиться только за счёт сверхзвуковых скоростей. Исследования показали, что крейсерская скорость в 2 Маха оптимальна для бизнес-рейсов и позволяет сократить время в пути более чем на 50 %.
В 1988 году генеральный конструктор ОКБ Сухого Михаил Симонов инициировал разработку сверхзвукового бизнес-джета (SSBJ). Проектные работы начались в январе 1989 года. Конструкторы систематически рассматривали более шестидесяти аэродинамических конфигураций. О масштабах исследовательской работы можно судить по списку проведённых исследований. Рассматривались такие аэродинамические компоновки, как бесхвостая, хвостовая и «горизонтальный триплан», а также различные конфигурации с одним и двумя килями. Изучались фюзеляжи с разным поперечным сечением, коэффициентом удлинения и разным законом распределения площади поперечного сечения по длине фюзеляжа. Также рассматривались варианты остекления кабины пилота.
Были изучены конфигурации с различными формами крыльев, размахом и площадью, разными углами стреловидности передней кромки на внешних крыльях и LERX, разными соотношениями толщины и хорды, а также с концевыми пластинами и без них. Были опробованы передние плоскости типа «утка» с разной формой, площадью, удлинением, стреловидностью передней кромки и расположением; то же самое касается хвостового оперения.
Были изучены версии с двумя, тремя и четырьмя двигателями; сами двигатели располагались по-разному: под крыльями, над крыльями (в отдельных гондолах) и в хвостовой части фюзеляжа. Были изучены различные типы воздухозаборников для двигателей, такие как круглые воздухозаборники и двумерные воздухозаборники с вертикальными или горизонтальными рампами для управления воздушным потоком.
В основе аэродинамической конструкции лежала схема «бесхвостка» с цилиндрическим фюзеляжем с высоким коэффициентом удлинения и заострённой носовой частью. В кабине пилотов не было лобового стекла (пилотам приходилось полагаться на электрооптические системы переднего обзора). Самолёт имел бесхвостую конструкцию с одним вертикальным хвостовым оперением; низко расположенные тонкие крылья имели стреловидность LERX и умеренную стреловидность на внешних крыльях. Двигатели были установлены в двух широко разнесённых гондолах под фюзеляжем и имели осесимметричные воздухозаборники и сопла.
18 июня 1989 года ОКБ Сухого подписало на 38-й Парижской авиационной выставке соглашение с американским производителем бизнес-джетов Gulfstream Aerospace Corporation (GAC) о совместной разработке, производстве и продаже SSBJ. Самолёт должен был перевозить десять пассажиров на расстояние 7400 км со скоростью 2 Маха. Самолёт получил обозначение S-21 (иногда его записывали как S-21G, где G означает Gulfstream); на Западе он был известен как Gulfstream VI-SU, так как предполагалось, что он станет «следующим в линейке» после Gulfstream V.
В сентябре 1989 года в штаб-квартире Gulfstream в Саванне, штат Джорджия, начались предварительные переговоры между руководством GAC и представителями «Сухого». Позже председатель совета директоров и исполнительный директор Gulfstream Аллан Э. Полсон посетил ОКБ Сухого и стал первым иностранцем, побывавшим на ранее засекреченном предприятии Сухого в Москве.
С 22 по 29 июня 1990 года делегация ОКБ Сухого работала в США. Обсуждались детали проекта и вопросы, связанные с выбором двигателей. Технические требования к самолёту были уточнены на встрече с возможным заказчиком.
Западная пресса опубликовала четыре исследования конфигурации S-21:
1. Бесхвостая версия с двумя турбовентиляторными двигателями, установленными рядом в хвостовой части фюзеляжа, как было представлено на Парижском авиасалоне 1989 года. Двигатели имели смещённые воздухозаборники с вертикальными рампами управления воздушным потоком, установленными над плоскостью хорды крыла. Самолёт имел тонкие крылья с высоким удлинением и законцовками LERX; одно вертикальное хвостовое оперение было установлено на верхней части мотогондолы. В кабине пилота не было лобового стекла.
2. Вторая версия отличалась длинным фюзеляжем с высоким коэффициентом удлинения, тонкими крыльями с острой стреловидностью и законцовками LERX, а также небольшими передними горизонталями, которые убирались в законцовки LERX в крейсерском режиме. Четыре двигателя были установлены попарно в гондолах под центральной частью крыла и имели двумерные воздухозаборники с вертикальными рампами управления воздушным потоком. Основные стойки шасси имели двухколесные тележки с тандемным расположением колес, которые убирались в гондолы двигателей.
Главной особенностью этой версии были вертикальные стабилизаторы в форме наконечника стрелы, установленные на законцовках крыла. Они не только обеспечивали устойчивость и управляемость в продольном направлении, но и служили в качестве винглетов для увеличения эффективного удлинения крыла и подъёмной силы.
3. Конфигурация, представленная в 1990 году, имела хвостовое оперение, низко расположенные крылья типа «удлиненная дельта» и один вертикальный стабилизатор; перед крылом были установлены передние горизонтальные поверхности, а также небольшие стабилизаторы, расположенные сразу за крыльями. Устройства для увеличения подъёмной силы состояли из закрылков и элевонов.
Конструкция центральной поверхности крыла, включая изгиб крыла, позволяла получить не только необходимое соотношение подъёмной силы и лобового сопротивления для сверхзвукового крейсерского полёта и расчётную дальность полёта, но и приемлемые лётные характеристики. Конструкторы также изучали целесообразность установки законцовок крыла. Фюзеляж с коэффициентом удлинения не менее 15 имел сложные поперечные сечения, продиктованные правилом сверхзвуковой площади и внутренней компоновкой. Таким образом, было снижено не только сопротивление сверхзвуковой волны, но и интенсивность звукового удара.
Силовая установка состояла из трёх турбовентиляторных двигателей: двух в широко расставленных гондолах, прикреплённых к нижней части крыла, и одного в хвостовой части фюзеляжа с верхним воздухозаборником. Двигатели имели двумерные воздухозаборники с горизонтальными рампами управления потоком; верхние кромки воздухозаборников внешних двигателей и нижняя кромка воздухозаборника центрального двигателя выступали над крыльями и хвостовой частью фюзеляжа соответственно и выполняли функцию пластин-разделителей пограничного слоя. Расположение двигателей № 1 и № 3 под крылом обеспечивало превосходные характеристики воздухозаборников в широком диапазоне чисел Маха и углов атаки. Расстояние между воздухозаборниками исключало вредное воздействие при любых условиях полёта, в том числе при помпаже одного из двигателей.
Для трехмоторного S-21 были указаны следующие технические характеристики: размах крыла 23,6 м, длина фюзеляжа 32,5 м, высота 7,2 м, взлетный вес 56 400 кг, масса пустого самолета 27 600 кг, запас топлива 28 000 кг.
4. Двухдвигательный самолёт, который, как показали исследования, является оптимальной версией для перевозки от пяти до десяти пассажиров на расстояние 7400 км со скоростью 2,0 Маха. Результаты испытаний в аэродинамической трубе, теоретические аэродинамические исследования, а также проектирование и разработка конструкции самолёта доказали возможность создания двухдвигательного сверхзвукового пассажирского самолёта, способного выполнять такие задачи.
Самолёт имел хвостовую компоновку с фюзеляжем круглого сечения, тонкими двухлонжеронными крыльями и одним вертикальным хвостовым оперением. Стреловидность передней кромки крыльев составляла 68° на LERX и 32° на внешних крыльях. Задняя кромка была занята закрылками (между фюзеляжем и гондолами двигателей), элеронами и интерцепторами; устройств на передней кромке не было. Передняя часть фюзеляжа была оснащена передними горизонтальными стабилизаторами с углом стреловидности 45° по передней кромке. Хвостовое оперение состояло из одного киля со встроенным рулём направления с углом стреловидности 44° по передней кромке. Шасси состояло из четырёх двухколёсных стоек — носовой стойки, убирающейся вперёд, и трёх основных стоек, одна из которых убиралась вперёд в центральную часть фюзеляжа, а две другие — внутрь в крылья.
Самолёт должен был оснащаться двумя турбовентиляторными двигателями АЛ-РР-363М мощностью 8000 кгс совместной разработки НПО «Сатурн» (ОКБ Люльки) и Rolls-Royce. Двигатели размещались в отдельных гондолах под центральной частью крыла и имели регулируемые воздухозаборники и сопла с реверсом тяги и шумоглушителями. В хвостовой части фюзеляжа был установлен ВСУ для запуска двигателя, кондиционирования воздуха, электро- и гидравлического питания на земле и в аварийных ситуациях. Топливо размещалось в центральном баке фюзеляжа (в носовой части), торсионном блоке крыла.
Экипаж самолета состоял из двух человек; в салоне первого класса (VIP) могли разместиться пять пассажиров, а в корпоративном шаттле - десять. Согласно техническим характеристикам, С-21 мог без посадки пролететь 4000 км за 2 часа 20 минут; полёт на расстояние 7400 км занял бы четыре часа. С такой дальностью полёта С-21 мог без посадки пролететь примерно между 25% крупнейших городов мира. С одной остановкой для дозаправки он мог соединить 80% таких городов.
Особенностью С-21 было то, что дальность полёта самолёта на сверхзвуковой и дозвуковой скоростях была практически одинаковой. Это было важно, поскольку маршруты полётов часто проходили через территории, где полёты на сверхзвуковой скорости были запрещены, даже несмотря на то, что интенсивность звукового удара должна была быть низкой. Ещё одной важной особенностью С-21 была возможность взлетать с тех же аэродромов, что и дозвуковые бизнес-джеты большой дальности, такие как Gulfstream IVSR. Такие характеристики стали возможны благодаря компромиссам в выборе размеров крыла и установке новых, более мощных турбовентиляторных двигателей.
На этапе проектирования большое внимание уделялось двум проблемам, решение которых должно было определить судьбу проекта, а именно интенсивности звукового удара и уровню шума во время взлёта, посадки и движения по взлётно-посадочной полосе. Основными методами снижения интенсивности звукового удара были:
уменьшение размеров самолёта (длина С-21 была вдвое меньше, чем у сверхзвукового пассажирского самолёта BAC/Aerospatiale Concorde, а площадь его поперечного сечения была в 4,2 раза меньше);
уменьшение веса самолёта (средний взлётный вес был в 3,3 раза меньше, чем у Concorde);
оптимизация аэродинамической конфигурации.
Носовая часть С-21 не имела скошенной секции, как у сверхзвуковых самолётов первого поколения. Изначально, как отмечалось ранее, пилоты не могли видеть, что происходит впереди, из-за массивного обтекателя, и во время взлёта и посадки им приходилось полагаться на электрооптическую систему. Однако на более поздних моделях С-21 лобовое стекло кабины пилота было полностью встроено в контур носовой части, как на Piaggio P180 Avanti.
Первый черновик подробного технического описания С-21 был представлен консорциуму компанией «Сухой» в октябре 1991 года. Однако в следующем году компания Gulfstream вышла из проекта по распоряжению Аллана Полсона. Соответственно, планы по первому полёту в 1994 году были отложены, а вся программа С-21, предусматривавшая производство около 150 самолётов начиная с 2000 года, была отменена.
Окончательные проектные характеристики С-21 были следующими: длина 40,5 м; размах крыла 19,92 м; высота 8,25 м; площадь крыла 130 м2 ; вес пустого самолета 22 560 кг; взлетный вес брутто 48 500 кг; нагрузка на крыло составляет 470 кг/м2; крейсерская скорость: дозвуковая (0,95 Маха), 1015 км/ч, сверхзвуковая (2,0 Маха), 2125 км/ч; посадочная скорость 270 км; рабочий потолок 18 500 м; дальность полета: 7 400 км при 0,954 Маха; 4 370 км при 1,4 Маха; и 4 370 км при 2,0 Маха; требуемая длина взлетно-посадочной полосы 1 980 м .
Поддержите канал.