Уголок неба ¦ Armstrong Whitworth AW.55 Apollo

В конце Второй Мировой войны Великобритания имела в своем распоряжении высококвалифицированную, технически-передовую авиационную промышленность, которая в течение пяти лет или более едва ли задумывалась о проблемах проектов авиалайнеров. С другой стороны с продолжением войны воздушный транспорт быстро вступил в свои права и из горстки гражданских авиалайнеров, которой Великобритания обладала в 1939 году, выросла большая армада военных транспортов, которая, в конце концов, сыграла решающую роль в разгроме Германии и Японии. За небольшими исключениями растущий спрос на транспортные самолеты, по договоренности, был удовлетворен авиационной промышленностью Соединенных Штатов, которая, таким образом, оказался в доминирующем положении для удовлетворения большого послевоенного спроса на авиалайнеры. В этой ситуации с одном стороны британская авиационная промышленность была сдерживается отсутствием преемственности в развитии транспортных самолетов, а с другой стороны в качестве ценного актива англичане имели газотурбинные двигатели, в развитии которых Великобритания опережала все другие страны, включая и США.

Первые реактивные двигатели были, как правило, чисто военными силовыми установками и, в частности в Америке, считались непригодными для коммерческого использования из-за высокого удельного расхода топлива. Тем не менее, в Великобритании некоторые конструкторы думали иначе, но на первый взгляд их предпочтения были разделены между достоинствами одноконтурных турбореактивных двигателей и газовых турбин, вращавших обычные винты. Поскольку последняя комбинация могла обещать улучшение удельного расхода топлива, она, по общему мнению, больше подходила для гражданских нужд, хотя и не могла обеспечить высокую скорость, которая была возможна с одноконтурными турбореактивными двигателями. История показывает, что победа была за турбореактивными двигателями, ставшими преобладающими с 1960-х годов, тогда как турбовинтовые самолеты заполнили роли второго плана. Последующая история отдала должное обеим точкам зрения: двигатели с высокой степенью двухконтурности, или турбовентиляторные, стали доминировать на авиалайнерах с 1970-х годов, представляя собой логическое сочетание лучших черт турбореактивных и турбовинтовых двигателей.

Хотя во время войны Великобритания могла не жалеть производственных мощностей для транспортных самолетов, будущим потребностям британской гражданской авиации были даны некоторые теоретические исследования. Уже в 1942 году правительство назначило экспертный орган, который стал известен как комитет Брабазона. Данный комитет разработал предложения для различных типов самолетов, которые могут потребоваться в мирное время. Среди рекомендаций комитета был Brabazon Type II - самолет для перевозки 24 пассажиров, подходящий для европейских авиалиний короткой и средней протяженности. Были предложены две категории: одна с поршневыми и другая с турбовинтовыми двигателями. Для этой последней Vickers и Armstrong Whitworth представили проекты, и по распоряжению министерства снабжения весной 1946 года были заказаны по два прототипа каждого, воплотившиеся в итоге в Vickers Viscount и A.W.55 Apollo.

Самолет компании Armstrong Whitworth был разработан по спецификации C.16/46, требовавшей авиалайнер, способный нести 24-30 пассажиров на дальность в 1000 миль (1609 км) с крейсерской скоростью 300 миль/ч (483 км/ч). На этой ранней стадии развития газовых турбин мнения о достоинствах двух типов компрессора двигателя разделились. Компрессоры центробежного типа использовались в двигателях Rolls-Royce Derwent и de Havilland Ghost, в то время как компрессоры осевого типа в то время были не так хорошо развиты, но которые обещали гораздо более высокую степень эффективности, чем грубый, но более надежный, центробежный нагнетатель. В области турбовинтовых двигателей в те годы были моторы двух типов Rolls-Royce Dart с центробежным компрессором и Armstrong Siddeley Mamba с ее длинным, стройным, осевым компрессором. В теории последний был двигателем с большим потенциалом развития, и не удивительно, что в Armstrong Whitworth, с их сильным чувством патриотизма по отношению к своей сестринской моторостроительной компании, выбрали двигатели Mamba в качестве силовой установки для A.W.55. С другой стороны, Vickers выбрала Dart для своего проекта Viscount, сделав ставку на безопасность. В случае Armstrong Whitworth произошла неудача, и отсутствие успеха Apollo в очень большой степени лежит на неудаче двигателя Mamba, в то время как успех Viscount-а был в значительной мере обусловлен выдающимися качествами двигателя Dart. Помимо этого интересно отметить, что с турбореактивными двигателями все было с точностью до наоборот: первые Comet-ы использовали двигатели с центробежным компрессором, которые были вскоре заменены двигателями с осевыми компрессорами. Эти двигатели, в конце концов, полностью вытеснили своих оппонентов с центробежными нагнетателями.

Двигатели Mamba, впервые установленные на Apollo, были разработаны, чтобы развивать на валу мощность 1010 л.с. плюс 307 фунтов (139 кг) реактивной тяги на взлете. Также ожидалось, что к тому времени, когда самолет будет в производстве, разработанный двигатель будет способен развивать на валу мощность 1270 л.с.. Однако, когда состоялся первый полет Apollo, двигатели Mamba могли развить на валу около 800 л.с. при весе около 780 фунтов (354 кг). Привлекательной чертой мотора был его малый диаметр, который составлял всего 31 дюйм (0,787 м). Двигатель Mamba имел окружавший корпус редуктора кольцевой воздухозаборник, от которого воздух поступал на десятиступенчатый компрессор, а оттуда в шесть камер сгорания, двухступенчатую турбину и, наконец, в реактивное сопло. Редуктор сокращал скорость на валу турбины с 15000 об/мин до 1450 об/мин на пропеллере. Двигатель Mamba впервые был запущен в апреле 1946 года и, будучи установлен в носу Avro Lancaster, впервые поднялся в воздух 14 октября 1947 года. В мае 1948 года он поднял в воздух тренировочный самолет Boulton Paul Balliol, а позднее двигатель был экспериментально установлен на Avro Athena и Handley Page Marathon. В феврале 1948 года двигатель Mamba завершил 150-часовые Министерские гражданские и военные типовые испытания (Ministry Civil and Military Type Test), а 25 августа 1948 года под надзором Авиационного регистра (Air Registration Board) успешно завершил 500-часовые испытания на выносливость. Эти ранние тесты казались хорошим предзнаменованием для будущего двигателя, но этого не случилось: при установке на авиалайнер Apollo возникли различные трудности, многие из которых не были разрешены во время срока эксплуатации самолета.

Ранние чертежи показывают самолет с размахом крыла 92 фута (28,04 м) и относительно коротким фюзеляжем общей длиной 64½ фута (19,66 м). На более позднем этапе разработки технического проекта длина была увеличена до 68 футов (20,73 м) и, наконец, в заводском исполнении, дальнейшее увеличение дало общую длину 71½ фут (21,79 м). В течение 1946 года одновременно с разработкой A.W.55, оснащенного двигателями Mamba, был представлен проект авиалайнера с турбореактивными двигателями, более известный как A.W.55 Mk.II. Машина должна была получить четыре турбореактивных двигателя Rolls-Royce Derwent V, развивавших 3500 фунтов (1588 кг) статической тяги каждый. Эта силовая установка на высоте 25000 футов (7620 м) обеспечивала самолету экономическую крейсерскую скорость 375 миль/ч (603 км/ч) и дальность 1000 миль (1609 км). Фюзеляж должен был быть таким же, как и в Mk.I, но новое крыло имело бы немного меньший размах с перепроектированной ходовой частью. Другой предложенной разработкой была версия с дополнительной вставкой в фюзеляж длиной 6 футов 8 дюймов (2,03 м) для увеличения пассажировместимости до 45 человек и более, однако этот вариант, также как и версия с ТРД, не вышел из стадии проектирования. Для компаний-авиаперевозчиков, предпочитавших поршневые двигатели - были многие, кто еще не был уверен в достоинствах газовых турбин - была разработана версия стандартного A.W.55, предлагавшегося с двигателями Rolls-Royce Merlin 35 или Pratt & Whitney Twin Wasp R-1830.

Когда, наконец, A.W.55 был построен, он сначала был назван Achilles, затем Avon и, наконец, Apollo. Самолет имел общий полетный вес 45000 фунтов (20412 кг) с размещением от 26 до 31 пассажиров. Выдающиеся особенности конструкции включали герметизацию и кондиционирование воздуха для экипажа и пассажиров, тепловое удаление льда с крыла и стабилизатора и винты постоянной скорости с обратным шагом и автоматическим изменением азимутального угла установки лопасти. Фюзеляж Apollo имел круглое поперечное сечение с внутренним диаметром 10 футов 2 дюйма (3,10 м) и был предназначен для рабочего перепада давления 5½ фнт/дйм² (3867 кг/м², 0,387 кг/см²), что позволяло в салоне на высоте 25000 футов (7620 м) поддерживать давление высоты 8000 футов (2438 м). Фюзеляж была изготовлен из дюралюминиевых листов с приклепанными Z-образными стрингерами и шпангоутами с профилем коробчатого сечения. Крыло было построено вокруг чрезвычайно легкого и прочного коробчатого лонжерона, состоящего из двух сваренных из листового металла балочных ферм, к которым была присоединена обшивка крыла. В свою очередь эта обшивка была усилена внутренней гофрированной оболочкой, приклёпанной к обычным внешним панелям наружной обшивки крыла. Шесть топливных баков, по три с каждой стороны, были расположены между стенками лонжерона. У задней кромки крыла, на всем протяжении между элеронами и фюзеляжем, были установлены закрылки Фаулера. Для избежания крыльевой турбулентности стабилизатор был установлен высоко на киле; рули высоты были аэродинамически уравновешены закрытой кожухом системой Ирвинга. Она состояла из пластины, выступающей вперед из шарниров руля высоты в камеру высокого давления, расположенную в пределах толщины стабилизатора с открытием каналов в верхней и нижней поверхностей оперения; подобная система была использована на самолете-"летающее крыло" A.W.52. Первоначально руль направления Apollo должен был быть разделен на две части - передняя половина вступала в действие только после того, как задняя половина достигала полного углового смещения; объект этой компоновки заключался в обеспечении достаточной мощности руля, чтобы справиться с двумя отключенными двигателями одной стороны. В случае с Apollo это было особенно трудно из-за высокой мощности двигателей и их значительного расстояния от осевой линии самолета. Фактически разрезной руль направления не был установлен, также как и не была установлена еще одна новейшая особенность конструкции - устройство уменьшения интенсивности порыва, посредством которого элероны могли отклоняться вверх под действием порывов ветра, снижая, тем самым, нагрузку на крыло. На каждой основной стойке шасси были установлены спаренные колеса; стойки складывались по-истребительному в сторону фюзеляжа в углубление центроплана под корпусом самолета. Данный способ уборки был вызван малым диаметром двигателей Mamba, делавшим невозможным обычное размещение стоек в гондолах двигателей. Носовая стойка убиралась в фюзеляж обычным способом - поворотом назад. В ранних спецификациях и брошюрах, описывающих Apollo, было упоминание о шасси с длинным ходом, позволявшем самолету "… касаться земли не выверяя посадочный путь с нормальной глиссадой … с правильной посадкой …".

Данная конструкция была, предположительно, вдохновлена ранними экспериментами с Albemarle, но продолжения те работы не имели.

Постройка Apollo началась в начале 1948 года, и два собранных самолета вместе с третьим фюзеляжем, предназначенным для наземных испытаний, приступили к работе. Герметизированные самолеты в 1948 году были еще в сравнительную новинку в Великобритании, и испытания дополнительного фюзеляжа было, в основном, связаны с испытаниями давлением. Этот испытательный фюзеляж следовал за прототипом в единственном фюзеляжном стендовом оборудовании в Бэгинтоне, тем самым задерживая сборку второго полного самолета. Однако значение, придаваемое испытаниям давлением, считалось достаточным основанием для принятия такой политики. В ходе проведения испытаний при выставлении испытательных давлений всегда была вероятность того, что фюзеляж мог взорваться, что помимо уничтожения контрольного образца могли быть потеряны важные свидетельства, указывающие, где состоялся первоначальный отказ. Именно это соображение привело к изобретению проведения испытаний давлением по методу водяного бака. Данный метод был основан на предпосылке, что вода, будучи фактически несжимаемой, не накапливает энергию (в отличие от сжатого воздуха), и, следовательно, не приведет к катастрофическому взрыву в случае произошедшего разрыва обшивки фюзеляжа. Первый испытательный контрольный образец Apollo состоял из передней части фюзеляжа - наиболее критической секции из-за ее неправильной формы и наличия больших площадей остекления вокруг кабины экипажа.

Проблема обеспечения подходящим резервуаром для воды была решена в Бэгинтоне (Baginton), когда кто-то вспомнил о больнице скорой помощи, построенной во время войны в виде бетонного блиндажа. Впоследствии он был заполнен землей, но тогда блиндаж он был раскопан, крыша была удалена, а стороны сделаны водонепроницаемыми. Таким образом, бак оказался способен удерживать 22-футовую (6,7 м) секцию фюзеляжа и быстро предоставляемые 27000 галлонов (122744 л) воды. Был необходим постоянный источник снабжения для перекачивания воды в фюзеляж (это означало, что непосредственная подача со стороны сети была неприемлема), и он был получен за счет размещения напорной цистерны на крыше соседнего фабричного здания. Первые испытания включали в себя повышение внутреннего давления в фюзеляже до максимально допускаемой нагрузки, что составляло 1,33 от нормального рабочего давления, которое в случае Apollo составляло 7,33 фнт/дйм² (5154 кг/м², 0,52 кг/см²). Инструкции требовали, чтобы это давление удерживалось в течение 2½ минут, не вызывая никакого смещения или необратимых деформаций конструкции. Этот стандарт был легко достигнут, и в последующем испытании внутреннее давление поднималось до 13 фнт/дйм² (9140 кг/м², 0,91 кг/см²), в 2-3 раза превышая нормальное давление, без какого-либо ущерба фюзеляжу. Эти проведенные в Бэгингтоне испытания фюзеляжа под давлением, как полагают, были первыми, которые использовали резервуар для воды. Однако стоит отметить, что это первое использование данного метода не было тогда связано с проблемами усталости конструкции, вызванной циклами изменения давления. Этот аспект герметизации кабины не считался проблемой вплоть до 1954 года, когда катастрофа Comet сделала это явление известным. Позднее, когда прототип Apollo закончил свою летную эксплуатацию, он был возвращен в Бэгинтон, после чего он был разобран и использован для циклических испытаний под давлением в качестве части программы исследования этого аспекта усталости металлов. Позднее, во время этих тестов фюзеляж Apollo прошел 38000 реверсов (изменений знака приращения давления на противоположный) давления эквивалентных не менее 60000 часам или более 20 годам полетов на авиалиниях - поразительно достаточное свидетельство надежности конструкции самолета.

Прототип Apollo, несший кокарды Королевских ВВС и серийный номер VX220, в марте 1949 года был готов к обкатке двигателей. После обычных рулежек и высокоскоростных пробежек по земле самолет 10 апреля 1949 года совершил свой первый полет. C самого начала были проблемы, и, прежде всего, с двигателями Mamba, все еще находящимися в недоведенном состоянии. Вскоре стало очевидно, что успешная обкатка на испытательном стенде не давала никакой гарантии, что двигатель будет одинаково хорош в воздухе. Для того чтобы избежать чрезмерных температур выходящих из турбины газов мощность двигателей Apollo на валу была ограничена 800 л.с.. Кроме того, компрессор Mamba пострадал от тенденции к потере скорости (stall). В результате, большая часть ранних испытательных полетов Apollo были посвящены почти исключительно доводке двигателей, но, несмотря на интенсивные усилия, эти и другие проблемы ТВД Mamba так и не были преодолены, не сумев спасти репутацию самолета. Как выяснилось стоявшие на Apollo двигатели Mamba достигли обещанной мощности на валу в 1000 л.с. лишь в течение короткого периода в конце программы летных испытаний, прежде, чем их характеристики вновь были снижены до 970 л.с. на валу вследствие поломки лопаток компрессора. Расчеты показали, что, если бы доведенные двигатели когда-либо смогли развить на валу мощность в 1270 л.с., то экономическая крейсерская скорость Apollo и дальность составили бы 280 миль/ч (451 км/ч) и 1260 миль (2027 км) по сравнению с 270 миль/ч (434 км/ч) и 1130 миль (1818 км) при мощность двигателей в 1000 л.с.. С другой стороны, взлетная мощность от более мощных двигателей привело бы к значительному увеличению безопасной скорости на одном работающем двигателе с небольшой потерей продольной устойчивости. Этот фактор возник, потому что длина двигателя Mamba выдвигала винты далеко вперед относительно центра тяжести самолета, в результате чего в определенной степени возникал эффект дестабилизации, усугубленный увеличением мощности.

Помимо трудностей с двигателями, самолет сам по себе создавал проблемы. Вследствие, главным образом, довольно короткого фюзеляжа с ограниченным плечом рычага была некоторая неустойчивость, как в продольном, так и в азимутальном направлении. Также были недостаточны размеры тяг рулей высоты, с другой стороны усилия на педалях руля направления были слишком высокими. Эти проблемы были частично преодолены увеличением размаха стабилизатора, сокращением хорды руля направления и увеличением площади киля. Эти изменения были внесены в первые месяцы 1950 года после того, как были завершены около сотни часов летных испытаний. Другая модификация, выполненная с целью избавления от периодической вибрации в пассажирском салоне, включала замену установленных на внутренних двигателях трехлопастных винтов на четырехлопастные; позднее четырехлопастные винты были установлены на все двигатели. После этих изменений Apollo был зарегистрирован в качестве гражданского самолета, получив номер регистрации G-AIYN. 30 октября 1950 года Apollo получил сертификат летной годности ограниченной категории, что позволило ему возить пассажиров "без платежей за проезд". К тому времени двигателям Mamba было разрешено работать со взлетной мощностью на валу в 920 л.с., а разрешенный общий полётный вес составлял 45000 фунтов (20412 кг).

12 марта 1951 года Apollo вылетел в Париж, выполнив первый из серии пробных полетов, предусмотренных в контракте с Министерством снабжения. Полет был выполнен из Бэгинтона прямо в аэропорт Орли (Orly) на крейсерской высоте 11500 футов (3505 м). Полетное время составило 86 минут, что привело к экономии 60 минут по сравнению с текущим графиком Британских европейских авиалиний (BEA - British European Airways) Бирмингем-Париж. Обратный путь в Бэгинтон на высоте 12000 футов (3658 м) занял 78 минут. Планы относительно дальнейших пробных полетов были отложены до завершения программы испытаний и предоставления полного сертификата летной годности, получение которого, однако, не состоялось. В июле 1951 года были установлены форсированные двигатели Mk.504, имевшие разрешенную взлетную мощность на валу 1000 л.с., но в конце того же года отказ компрессора двигателя положил конец полетам вплоть до весны 1952 года, когда были установлены новые двигатели с модифицированными лопатками компрессора. Первоначально эти новые двигатели рассчитаны на взлетную мощность на валу в 970 л.с..

В 1950 году была начата энергичная коммерческая кампания, направленная, главным образом, на европейские авиалинии; также для потенциальных клиентов был предпринят ряд полетов по отдельным опытным маршрутам. Они, главным образом, базировались на себестоимости самолетов в £200000, ежегодном налете в 3000 часов с амортизацией, отложенной на восемь лет. Используя эти и другие предположения, прямые эксплуатационные расходы (самолет × морские мили) рассчитывались как £96,16 за протяжённость участка длиной 260 морских миль (482 км). К сожалению, никаких немедленных продаж не произошло и, так как программа испытаний показала различные недостатки самолета и его двигателей, то компания по организации и стимулированию сбыта потеряла значительную часть своего стимула. К 1952 году стало совершенно ясно, что у Apollo нет никакого коммерческого будущего, и в июне было принято решение прекратить разработку этого типа самолета. В это время второй самолет еще не был завершен. Однако работы были продолжены и, в конечном итоге, 12 декабря 1952 года самолет, несший серийный номер Королевских ВВС VX224, совершил свой первый полет. После состоявшихся в декабре двух последующих полетов самолет был возвращен в цеха для дооснащения и, наконец, в своем законченном состоянии полетел в сентябре 1953 года.

Оба самолета Apollo были оплачены Министерством снабжения и с окончанием программы опытно-конструкторских работ были переданы Министерству и доставлены в Научно-исследовательский центр авиации и вооружения (Aeroplane and Armament Experimental Establishment - A&AEE) в Боскомб-Дауне (Boscombe Down). Первый самолет, которому к тому времени был возвращен номер VX220, был доставлен 24 сентября 1952 года после того как он налетал в общей сложности около 300 часов, в то время как VX224, который никогда не носил свой номер гражданской регистрации G-AMCH, был передан 15 октября 1953 года. В Боскомб-Дауне VX220 использовался в качестве экспериментального самолета для отработки радионавигационной системы Decca (Decca Navigator system); эти испытания продолжались до апреля 1953 года, когда, после в общей сложности примерно 400 посадок, произошла поломка шасси. В конструкцию VX224 были внесены изменения ходовой части, но сам прототип не был восстановлен и, в декабре 1954 года был разобран и возвращен Armstrong Whitworth, где, как рассказывалось ранее, он был использован для дальнейших исследований усталости металла. В то же время, в октябре 1953 года VX224 был доставлен в Боскомб-Даун для испытаний и общих исследований управляемости, по завершении которых он был передан Имперской школе летчиков-испытателей (Empire Test Pilots' School - ETPS) на аэродроме Фарнборо. Нельзя сказать, что в Фарнборо это восприняли с энтузиазмом: двигатели продолжали барахлить, и в течение девяти месяцев с марта по декабрь 1954 года, что самолет был в ETPS, машина в общей сложности налетала менее 20 часов. Последний полет VX224 состоялся 14 декабря 1954 года, после чего он был передан в отдел испытаний на прочность Королевского авиационного НИИ (Royal Aircraft Establishment - RAE) в Фарнборо, где фюзеляж был использован для другой серии испытаний давлением с водяным баком.

Неизбежно возникает вопрос: был ли Apollo, принимая доведенные двигатели, в состоянии успешно конкурировать с Viscount-ом? Apollo, как и его конкурент, был слишком маленьким, и для начала должен был получить более длинный фюзеляж, способный излечить остаточные проблемы устойчивости и управляемости. С другой стороны, Viscount имел преимущество и трудно избежать подозрения, что озабоченность Armstrong Whitworth прибыльными военными субподрядными работами могла отвлечь от Apollo энергию и инициативу, которые были бы существенными, чтобы сделать этот самолет технически и коммерчески успешным.

ЛТХ:

Модификация	AW.55
Размах крыла, м	28.04
Длина самолета,м	21.79
Высота самолета,м	7.92
Площадь крыла,м2	91.60
Масса, кг
пустого самолета	13971
максимальная взлетная	20412
Тип двигателя	4 ТВД Armstrong Siddeley Mamba 504
Мощность, л.с.	4 х 1010
Максимальная скорость, км/ч	531
Крейсерская скорость, км/ч	444
Практическая дальность, км	1512
Практический потолок, м	8534
Экипаж, чел	2
Полезная нагрузка:	от 26 до 31 пассажиров

Доп. информация :

Фотографии:

AW.55

AW.55

AW.55

AW.55

AW.55

AW.55

AW.55

AW.55

AW.55

AW.55

AW.55

AW.55

AW.55

AW.55

AW.55

AW.55

AW.55

AW.55

Фюзеляж AW.55

Пассажирский салон AW.55

Кабина пилотов AW.55

Схемы:

AW.55

Компоновочная схема

Варианты окраски:

AW.55