Supercruise

Dnes oblíbený termín "supercruise" označuje schopnost letounu dlouhodobě letět nadzvukovou rychlostí i bez použití přídavného spalování. Předpokladem pro to je především dobře navržený drak letounu s pokud možno co nejnižším nárůstem součinitele čelního odporu v transsonické oblasti. Samozřejmě záleží také na pohonné jednotce, ta musí mít vysoký výkon a hlavně dobrou výkonnostní charakteristikou na vysokých rychlostech. Ve výhodě jsou zde motory s nižším obtokovým poměrem, protože u nich je při stejném tahu vyšší výtoková rychlost a tedy i vyšší výkon na vysokých rychlostech (okolo jednoho Machu a více).

Dosažení jen nízké nadzvukové rychlostí (cca M=1,1) nemá význam. Nárůst rychlosti oproti cestovní podzvukové je 20%, nárůst spotřeby vztažené na vzdálenost by byl o 120%. Efektivní rychlost letu v režimu supercruise je kolem M=1,5. Nárůst rychlosti je přes 60%, nárůst spotřeby vztažené na vzdálenost je 140%. Pokud by byla použita malá hodnota přídavného spalování, byl by nárůst rychlosti sice více než 70%, ale spotřeba na vzdálenost by vzrostla o nejméně 400%!

Oproti letounům starší generace má letoun se supercruise několik výhod.

1. Zkracuje dobu příletu do a odletu z cílové oblasti. To může být významné například při snaze o včasné zachycení a zničení vzdáleného nepřátelského letounu.
2. Dlouhodobá vyšší úniková rychlost značně stěžuje stíhání letounu i protivníkovo použití řízených střel. Stíhat letoun o rychlosti M=1.5 rychlostí M=2 je problematické a dosah střel je při těchto podmínkách velmi redukován.
3. Na opačné straně lze vysokou rychlostí letu prodloužit dosah zbraňových systémů letounu.

První letoun, který v horizontálním letu překročil rychlost zvuku, aniž by použil přídavné spalování, byl P.1, prototyp English Electric Lightning dne 4. dubna 1954. Následuje (neověřený) výčet některých letounů, které údajně měly nebo mají schopnost supercruise. Ne u všech lze rychlost zvuku překonat, aniž by bylo použito přídavné spalování. U většiny letounů je podmínkou vyššího Machova čísla absence vnějších podvěsů.

• Concorde
• Tupolev Tu-144
• English Electric Lightning
• F-104 Starfighter - letouny s motorem J79-GE-19 byly údajně ve výšce schopny bez přídavného spalování letět rychlostí M=1,1. Ve výšce 11 km je aerodynamický odpor letounu přibližně 17,5 kN. Při srovnání s jinými podobnými motory odhaduji, že při těchto podmínkách má letoun k dispozici 20 kN (instalovaného) tahu.
• BAC TSR-2
• Eurofighter Typhoon - M=1,2 až 1,3 s řízenými střelami. Údajně až M=1,5 bez podvěsů.
• F-14D - zde je při H=11km a M=1,1 odpor odhadem 38-40 kN. Můj předpoklad je, že od dvou motorů F110-GE-400 má letoun k dispozici také přibližně 38 kN instalovaného tahu. Z toho usuzuji, že M=1,1 je opravdu strop, kterého byl letoun F-14D schopen bez podvěsů ve vodorovném letu dosáhnout.
• F-22 Raptor - nejméně M=1,5 nebo 1,6. Některé zdroje uvádějí až M=1,8.
• YF-23 Black Widow II
• XB-70 Valkyrie - aerodynamický odpor v 11 km je při M=1.1 přibližně 95 kN. Pro šest výkonných motorů YJ93 by neměl být problém tuto hodnotu bez přídavného spalování překročit.
• Su-35BM - s motory 117S se údajně podařilo bez přídavného spalování dosáhnout rychlosti M=1.1 až 1.2, přičemž letoun dále zrychloval. Více informací o těchto testech zatím není známo.
• Modernizovaný izraelský F-4 Super Phantom měl mít s novými motory PW1120 také schopnost supercruise. Při podmínkách M=1,1 a H=11km je u tohoto stroje odpor bez podvěsů přes 37 kN. Motory PW1120 mají s přídavným spalováním při podmínkách SLS tah po 91,5 kN. Ve výšce 11 km a při M=1,1 se dá předpokládat celkový instalovaný tah přibližně 48 kN. Teoretické předpoklady k supercruise tu tedy určitě jsou.

SUPERCRUISE U MIG-29

Zde je menší rozbor, jak je na tom MiG-29 se současnými motory a nakolik reálné je u něj mít supercruise s budoucími motory. Následující grafy obsahují průběh aerodynamického odporu letounu bez podvěsů, se čtyřmi protiletadlovými střelami, se čtyřmi 500 kg bombami, dále průběh instalovaného tahu na maximálním režimu a na režimu plného přídavného spalování. Hodnota instalovaného tahu je pro jednoduchost brána jako 80% tahu neinstalovaného. V reálu tato hodnota kolísá zhruba mezi 75 a 95%, pro tuto úvahu ale fixních 80% dostačuje.

Výška letu 11 km.

Výška letu 13 km.

V grafech lze odečíst, že na maximální režim motorů letoun nepřekoná rychlost zvuku a zastaví se těsně pod touto hranicí, v případě konfigurace bez podvěsů je to prakticky přesně na této hranici. Pokud by jsme chtěli mít u MiG-29 supercruise s rozumnými parametry, tedy rychlost minimálně M=1.3, výška letu 11 km a podvěšeny čtyři protiletecké střely, pak jsou současné motory RD-33 svými parametry velmi vzdáleny tomuto požadavku. Při M=1.3 poskytují letounu na maximální režim společně pouze cca 35 kN tahu, kdežto aerodynamický odpor je v této konfiguraci 60 kN.

K dosažení požadovaných parametrů by musely být použity motory v tahové třídě 125 kN s nízkým obtokovým poměrem, při kterém má motor lepší výkonové charakteristiky při vyšších rychlostech. Nejnovější, stále ještě vyvíjené deriváty RD-33 (např. RD-33-10M, VK-10M apod.) se k potřebnému tahu pouze přibližuji. Bohužel pro MiG-29 je právě 125 kN nejspíše strop, který se s koncepcí vycházející z RD-33 nepodaří překonat. Hodnota supercruise, kterou lze očekávat od VK-10M by se mohla pohybovat kolem M=1.1 až M=1.15, tedy relativně málo na to, aby měl tento režim letu nějaké významnější využití. Stále totiž platí, že při supercruise je spotřeba paliva výrazně vyšší, než při podzvukovém cestovním letu.

HYPOTHETICAL PLANE

Let's consider hypothetical fighter jets and try to compute their flight parameters and combat abilities with different engines, different weapons storage and different construction scheme in general. We should consider modern multipurpose fighters of 4th and 5th generation. In the case of 4th generation fighter we will evaluate plane with similar scheme as Su-27 has with possibility to carry weapons only on external stores. The 5th generation fighter will have it's weapons stored internally in weapon bays. Aerodynamicaly clean plane will be optimized for flights with supersonic speed for extended time. The plane should be somehow similar to western F-22 or russian experimental MiG 1.44. Both planes will be powered by two engines.

We will test two types of engines - 4th and 5th generation bypass engine. First one will be similar to AL-31F from Su-27 fighters. The engine has mid-bypass ratio (0,6), thrust 80/125 kN with/without afterburner and specific fuel consumption 75/200 kg.kN^-1.h^-1. Fifth generation engine will be similar to F119 and AL-41F, it will have low-bypass ratio (0,3), thrust 120/175 kN and specific fuel consumption 80/180 kg.kN^-1.h^-1. It should be mentioned the real F119 is officially in 35000 lbf thrust class (158,7 kN) but the real thrust is classified and maybe is somewhere around 175 kN.

The five following configurations will be interesting for us.

• 4th generation fighter with 4th generation engines, no payload (Su-27)
• 4th generation fighter with 4th generation engines, 6 AAMs stored externaly (Su-27)
• 4th generation fighter with 5th generation engines, no payload (Su-30x) or weapons stored internally in weapon bay
• 4th generation fighter with 5th generation engines, 6 AAMs stired externally (Su-3x)
• 5th generation fighter with 5th generation engines, no payload or weapons stored internally (F-22)

All calculations will be valid for height of 13 km. The weight of loaded 4th generation fighter is 25000 kg, loaded 5th-gen fighter weights 29000 kg and has wing area larger by 25%. Thrust loss on inlet and exhaust will be 5-15% depending on flight speed. The total drag force is computed by adding form drag, induced drag and payload drag together. Input values are estimated from flight manuals of similar planes and engines.

This is a graph of the dependency of form drag coefficient (C_X0) on speed. 5th generation fighter has supercruise ability by design - lower drag coefficient in transsonic and supersonic speed area. This is done via modern methods in modelling and absency of needless parts such as underwing pylons.

The graph above shows engines maximal thrust at 13 km. The 4th generation engine spline is the same as AL-31F has. 5th generation engine has lower bypass ratio thus higher exhaust gas speed and better performance at higher flight speeds.

Graph shows overall frontal drag force for various configurations. Graph contains also installed thrust of two powerplants of 4th and 5th generation. Following table summarizes data read from graph. The presumed hour and kilometric consumption completes the table.

*) The speed when the engines run at 75-80% of theirs maximal thrust.
**) In slight descent the plane could accelerate on up to M=1,5.
The most efficient cruise speed for all configuration is M=0,85.
5th generation fighter with 5th generation engines consumes 2280 kg/1000 km on high subsonic cruise speed (M=0,9).

Interesting implications:

• 4th generation engines do not allow to cross transsonic area on maximal thrust.
• 5th generation engines allow crossing the transsonic speed.
• Coincidentally the 5th gen engines on 4th gen fighter allow much smaller speed when the plane carries weapons. The graph of engine thrust is almost parallel with the graph of overall drag and even a small difference in drag (addition of 6 AAMs under wings) causes significant difference in top speed.
• In combat conditions with payload and no need for supercruise, the new generation plane consumes 86% of fuel on one kilometer compared to the older plane.
• If we compare high subsonic (M=0,9) and supersonic (M=1,65) cruising speed on 5th gen plane and engines, the speed rises by 83%, kilometrical fuel consumption rises by 106% - the range drops to less than a half.