록히드 L-2000

Lockheed L-2000
록히드 L-2000
Lockheed L-2000 mockup.jpg
L-2000-7 설계 전면 모형화
역할 초음속 여객기
제조사 록히드 코퍼레이션
상태 1971년 취소

록히드 L-2000은 1960년대 미국 최초의 초음속 여객기를 건조하기 위한 정부 지원의 경쟁에 록히드사가 참가했던 것이다. L-2000은 보잉 2707에 계약에서 졌지만, 경쟁 디자인은 결국 정치적, 환경적, 경제적 이유로 취소되었다.

1961년, 대통령 존 F. 케네디는 당시 개발 중인 영불 콩코드와 경쟁하기 위해 상업용 여객기 개발의 75%를 보조할 것을 정부에 약속했다. 연방항공청(FAA)의 나집 할라비 국장은 콩코드의 디자인을 정면으로 경쟁하기보다는 개선하기로 결정했다. 콩코드 상공에서 상당한 진보를 나타냈을 수도 있는 SST는 250명의 승객(당시 많은 수의 승객, 콩코드보다 2배 이상 많음)을 태우고 마하 2.7-3.0으로 비행하며, 사거리가 4,000mi(7,400km)에 달할 예정이었다.

이 프로그램은 1963년 6월 5일에 시작되었고, FAA는 1990년까지 500 SST의 시장이 있을 것으로 추정했다. 보잉, 록히드, 북미 등이 공식 대응에 나섰다. 북미의 디자인은 곧 거부되었지만, 보잉과 록히드 디자인은 추가 연구를 위해 선택되었다.

설계 및 개발

초기 설계 연구

CL-823은 크랭킹된 화살 날개와 매립 엔진을 사용했으며, L-2000은 복합 델타와 팟이 있는 엔진을 사용했으며, 전체적으로 더 컸다.

대부분의 미국 주요 항공 회사들은 SST 디자인을 고려하면서 1950년대에 적어도 어느 정도의 시간을 보냈다. 록히드의 첫 시도는 1958년으로 거슬러 올라간다. 록히드는 같은 시대의 대형 아음속 제트기와 비교했을 때 이착륙 속도로 시속 2000마일(시속 3,200km) 안팎의 크루즈 속도를 내는 비행기를 노렸다.

초기 디자인은 F-104 스타파이터에 사용된 것과 비슷한 테이퍼형 직선 날개에 공기역학적 트림을 위한 델타 모양의 카나드가 딸려 있었다. 풍향 시험 동안, 이 설계는 비행기의 압력 중심(C/L)에 상당한 변화를 보였다. 이 경우 항공기가 속도를 변경하여 트림 드래그를 유발함에 따라 큰 트림 변경이 필요할 수 있다.

델타 날개가 교체되어 이동의 일부를 완화시켰지만 충분하다고는 생각되지 않았다. 록히드는 가변 기하학, 스윙-윙 디자인이 이 목표를 달성할 수 있다는 것을 알고 있었지만, 너무 무겁다고 느꼈다: 그들은 고정-윙 솔루션을 선호했다. 최악의 경우, 그들은 밸러스트 연료를 사용하는 고정익 항공기를 기꺼이 설계했다.

1962년까지 록히드는 날개와 카나드에 4개의 엔진 꼬투리를 넣어 매우 쓸고 크랭킹한 화로 디자인에 도달했다. 개선은 그들의 목표에 더 가까웠지만, 여전히 최적의 것은 아니었다.

1963년까지 날개의 앞쪽 가장자리를 앞으로 뻗어 카나드의 필요성을 없앴고, 날개의 모양을 부드러운 트위스트와 캠버로 이중델타 모양으로 다시 만들었다. 이것은 동체의 세심한 형성과 함께 날개 전방 부분이 위아래로 발달하면서 강하게 쓸려나가면서 생기는 압력 중심에서의 이동을 조절할 수 있었다. 엔진은 날개에 묻히는 것에서 날개 아래에 매달린 각각의 꼬투리로 옮겨졌다.

후기 설계 연구

아티스트의 컨셉트인 팬암리버리의 L-2000은 완전 애프터버너(상단)와 랜딩 기어가 연장된 상태에서

새 디자인은 L-2000-1고 narrow-body 132(335.2)) 넓은 동체에 함께 있었다. 223피트(70m) 길고 코치 5명에 나란히 좌석 및 일등석 좌석에서four-abreast 배치 승객의 좌석을 허용하는 공기 역학적 요건을 충족시키기 위해 지정되었다. 일반적인 혼합 등급 좌석 배치는 약 170명의 승객과 같으며, 고밀도 배치는 200명을 초과할 것이다.

L-2000-1은 상단에서 거의 평평하고 하단에서 구부러진 긴 뾰족코를 특징으로 초음속 성능개선이 가능했으며, 이착륙을 위해 축 늘어뜨려 적절한 시야를 제공할 수 있었다. 날개 디자인은 80°의 날카로운 전방 인보드 스위프를 특징으로, 날개의 앞쪽 가장자리의 나머지 부분이 60° 뒤로 쓸어내렸고, 전체 면적은 8,370ft²(778m²)이었다. 높은 스위프 각도는 최전방 가장자리에 강력한 항체를 생성하여 중간에서 높은 각도의 공격 각도로 리프트를 증가시켰지만, 스톨 동안 제어 표면 위로 안정적인 공기 흐름을 유지했다. 또한 이러한 풍선들은 좋은 방향제어를 제공했는데, 이것은 낮은 속도에서 코가 처져 다소 부족했다. 이 날개는 두께가 3%에 불과하지만 면적이 넓어 상당한 양력을 제공했는데, 이는 보텍스 리프트에 의해 보잉 707에 버금가는 이착륙 속도를 허용했다. 또한 델타 윙은 자연적으로 경직된 구조여서 뻣뻣함이 거의 필요하지 않다.

이 비행기의 언더캐리빙은 쌍바퀴 노즈 기어가 달린 전통적인 세발자전거 타입이었다. 두 개의 6륜 주 기어는 각각 더글러스 DC-8에 사용된 것과 동일한 타이어를 사용했지만 질소로 가득 차서 압력을 낮췄다.

최적의 서비스 개시일을 제공하기 위해 록히드는 프랫 앤 휘트니 J58의 강화 터보팬 파생상품을 사용하기로 결정했다. J58은 이미 최고 기밀인 록히드 A-12(이후 록히드 SR-71 블랙버드)에 탑재된 고성능 제트 엔진임을 성공적으로 입증했다. 터보팬이어서 저고도 저속 터보제트보다 조용하고 이륙에 애프터버너가 필요 없으며 동력 설정도 줄일 수 있는 것으로 판단됐다. 엔진은 쐐기 모양의 스플리터가 달린 원통형 포드, 그리고 항공기 흡입 시스템을 제공하는 편평한 흡입구로 배치되었다. 이 흡입구는 움직이는 부품이 필요 없다는 목표로 설계돼 자연적으로 안정적이었다. 소닉붐에서 나오는 소음을 줄이기 위해, 보다 이상적인 3만 피트(9,144 m)의 음속 장벽을 뚫는 것이 아니라, 42,000 피트(12,802 m)의 속도로 뚫고 들어가려고 했다. 더운 날에는 가능하지 않겠지만, 보통 날에는 이것이 달성될 수 있을 것이다.[clarification needed] 가속은 음속의 장벽을 통해 마하 1.15까지 계속될 것이며, 그 지점에서 지상에서 소닉 붐이 들릴 것이다. 그 비행기는 음속 붐 수준을 최소화하기 위해 정확하게 상승할 것이다. 약 71,500피트(21,793m)에서 초기 수평이 꺼진 후, 비행기는 순항하여 위로 올라갔고, 결국 76,500피트(23,317m)에 도달했다. 강하 또한 아음속도에 도달할 때까지 음속 붐 수준을 줄이기 위해 정확한 방법으로 수행될 것이다.

1964년까지 미국 정부는 현재 L-2000-2라고 불리며 록히드사가 그들의 디자인을 수정하도록 요구하는 SST 프로그램에 관한 새로운 요구사항을 발표했다. 새로운 디자인은 날개에 수 많은 수정을 가했다; 한 가지 변화는 피치업 경향을 제거하기 위해 전방 삼각주의 앞부분을 둥글게 하는 것이었다. 고속 공기역학적 효율성을 높이기 위해 날개 두께를 2.3%로 줄이고 선두 가장자리를 더 선명하게 만들었으며, 스위프 각도를 80/60°에서 85/62°로 변경했으며, 전방 델타에 상당한 비틀림과 캠버를 추가했으며, 후방 델타 대부분이 위쪽으로 비틀어 마하 3.0에서 수평을 유지하도록 했다. 또 날개가 위치한 동체 밑면에 날개/몸의 페어링을 추가해 보다 정상적인 형태의 코를 사용할 수 있도록 했다. 저속 성능을 유지하기 위해 후방 삼각주를 상당히 확대하였고, 유하중을 증가시키기 위해 후행 가장자리에는 10°의 전방 스위프가 적용되어 날개 내부가 후방으로 확장되었다. 새로운 코는 전체 길이를 214피트(65.2m)로 줄인 반면 사실상 동일한 내부 치수는 유지했다. 윙스팬은 이전과 동일했고, 날개가 얇아졌음에도 날개 면적이 9,026ft²(838.5m²) 늘어난 덕분에 동일한 이륙 성능을 낼 수 있었다. 비행기의 전체적인 승강 대 드래그 비율은 7.25에서 7.94로 증가했다.

L-2000-2의 개발 과정에서 록히드가 이전에 선택한 엔진은 더 이상 허용될 수 없는 것으로 간주되었다. L-2000-1과 L-2000-2 사이의 기간 동안 프랫과 휘트니는 JTF-17A라고 불리는 새로운 애프터버닝 터보팬을 설계했는데, 이것은 더 많은 양의 추력을 생산했다. 제너럴일렉트릭은 GE4를 개발했는데, GE4는 가변 가이드밴이 탑재된 애프터버닝 터보제트로, 실제로는 해발고도에서 둘 중 힘이 약했지만 높은 고도에서 더 많은 전력을 생산했다. 두 엔진 모두 크루즈 도중 어느 정도의 애프터버너가 필요했다. 록히드의 디자인은 GE-4보다 JTF-17A를 선호했지만, GE가 엔진 경쟁에서 승리하고 록히드가 SST 계약을 따낼 위험이 있어 어느 엔진도 수용할 수 있는 새로운 엔진 포드를 개발했다. 공기역학적 개조 덕분에 짧은 엔진 포드를 사용할 수 있었고, 이는 새로운 흡입구 설계를 활용했다. 이 흡입구는 최소 외부 뚜껑 각도를 특징으로 하며, 움직이는 부품이 없는 상태에서 고압 회수가 가능하도록 정밀하게 가공되었으며, 어느 엔진 옵션으로도 최대 성능을 발휘했다. 소음 저감을 위한 추가적인 공기 흐름을 허용하거나 애프터버너 성능을 지원하기 위해 팟의 후면 부분에 흡인 도어 세트를 추가했다. 빠른 감속과 급강하를 위한 중공 제동 능력을 제공하고 지반 제동을 지원하기 위해 노즐의 일부를 마하 1.2 이하의 속도에서 추력 리버너로 사용할 수 있었다. 이 깍지들은 또한 갑작스러운 공기 흐름의 변화로부터 그들을 더 잘 보호하기 위해 새 날개에 재배치되었다.

신형 엔진의 추가적인 추력은 초음속 침투가 사실상 모든 조건에서 최대 45,000피트(13,716m)까지 지연될 수 있도록 했다. 이 시점에서 초음속 육지 비행의 가능성은 여전히 옵션으로 간주되었기 때문에, 록히드는 또한 L-2000-2B의 더 크고 더 짧은 버전을 고려했다. 모든 설계의 무게는 정확히 같았으며, 새로운 꼬리 설계, 기체 길이 변경, 전방 삼각주까지의 연장, 용량 증가, 연료 용량의 변화 등이 있었다. 가장 큰 버전은 250명의 국내 승객을 위한 용량을 제공했고, 중간 버전은 220명의 승객을 위한 대서양 횡단 기능을 제공했다. 동체 길이 변경에도 불구하고 이륙 시 항공기가 너무 멀리(과다 회전) 위로 피칭될 위험은 눈에 띄게 증가하지 않았다.

디자인 공모전

1966년까지 이 디자인은 L-2000-7A와 L-2000-7B로 최종 형태를 취했다. L-2000-7A는 재설계된 날개와 동체를 273피트(83m)까지 늘렸다. 동체가 더 길어져서 230명의 승객을 혼혈로 수용할 수 있다. 새 날개는 비교적 큰 전방 삼각주를 특징으로, 날개의 비틀림과 곡률에 더 큰 정교함을 보였다. 날개 면적이 동일함에도 불구하고 날개 면적이 9424ft²(875m²)로 증가하여 84°의 스윕백을 약간 줄였고, 65°의 메인 델타 윙을 증가시켜 후행 가장자리를 따라 전방 스윕을 줄였다. 이 항공기는 이전 버전과 달리 최첨단 플랩이 적용돼 저속에서도 리프트를 늘리고, 하행선 편향도 약간 허용했다. 동체는 길이가 더 길어지고 날개 디자인의 변화, 그리고 더 나아가 드래그를 줄이려는 시도로 인해 날개가 있는 동체에서 약간 수직이 되는 가늘어짐, 연료와 화물을 운반할 수 있는 더 두드러진 날개/몸 "벨리", 더 긴 코, 그리고 세련된 꼬리가 특징이었다. 비행기가 이전처럼 방향적으로 안정적이지 않았기 때문에, 그 비행기는 후행 기체 밑면에 위치한 복측 지느러미를 특징으로 했다. L-2000-7B를 293ft(89m)까지 연장하여, 초과 회전 시 꼬리가 활주로에 부딪힐 가능성을 줄이기 위해 연장된 캐빈과 보다 뚜렷한 상향 커브 꼬리를 활용하였다. 두 설계 모두 최대 중량이 59만 lb(267,600 kg)로 같았고 공기역학적 리프트 대 드래그 비율이 8:1로 높아졌다.

보잉 2707-200과 L-2000-7 디자인의 실물 크기의 실물 모형들이 FAA에 제시되었고, 1966년 12월 31일 보잉 디자인이 선정되었다. 록히드 디자인은 제작이 간편하고 위험성이 낮다고 판단됐지만 이륙과 고속 주행 시 성능은 다소 낮았다. JTF-17A 때문에 L-2000-7도 더 크게 될 것으로 예측되었다. 보잉 디자인은 콩코드에 대한 더 큰 우세를 나타내며, 따라서 원래의 설계 의무에 더 부합하는 것으로 간주되었다. 보잉은 결국 진보된 가변형 지오메트리 날개 디자인을 록히드 디자인과 유사하지만 꼬리가 달린 단순한 델타 윙으로 바꿨다. 보잉 SST는 1971년 3월 24일 미국 의회가 SST 프로그램에 대한 연방 자금 지원을 중단한 후 1971년 5월 20일에 최종적으로 취소되었다.

사양 (L-2000-7A)

데이터 위치[필요하다]

일반적 특성

  • 승무원: 2~3명의 승무원
  • 용량: 273팩스
  • 길이: 273피트 2인치(83.26m)
  • 날개 폭: 116피트(35m)
  • 높이: 46피트(14m)
  • 날개 면적: 9,424제곱 피트(875.5m2)
  • 공중량: 238,000lb(107,955kg)
  • 최대 이륙 중량: 59만 lb(267,619 kg)
  • 발전소: 4 × GE4/J5M 또는 Pratt & Whitney JTF17A-21L 엔진 연소 후, 50,000lbf(220 kN) 추진 각 GE4 ca 건조, 65,000lbf(290 kN) 애프터버너 장착

퍼포먼스

  • 최대 속도: 마하 3
  • 사거리: 4000nmi(4600mi, 7,400km)
  • 서비스 한도: 76,500ft(23,300m)
  • 날개 하중: 62.61 lb/sq ft(305.7 kg/m2)

참고 항목

유사한 역할, 구성 및 시대의 항공기

관련 목록

참조

추가 읽기

  • 보이네, 월터 J, 비욘드 더 호라이즌: 록히드 스토리. 뉴욕: 세인트 마틴스 프레스, 1998. ISBN0-312-19237-1.
  • 프랑실론, 르네 J, 1913년 이후 록히드 항공기 메릴랜드 주 아나폴리스: 1987년 해군 연구소 기자. ISBN 0-87021-897-2.

외부 링크