El Lockheed L-2000 fue la entrada de Lockheed Corporation en una competencia financiada por el gobierno para construir el primer avión supersónico de Estados Unidos en la década de 1960. El L-2000 perdió el contrato con el Boeing 2707 , pero ese diseño competidor fue finalmente cancelado por razones políticas, ambientales y económicas.
Lockheed L-2000 | |
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Maqueta a gran escala del diseño L-2000-7 | |
Papel | Avión de pasajeros supersónico |
Fabricante | Lockheed Corporation |
Estado | Cancelado en 1971 |
En 1961, el presidente John F. Kennedy comprometió al gobierno a subsidiar el 75% del desarrollo de un avión comercial para competir con el Concorde anglo-francés que entonces estaba en desarrollo. El director de la Administración Federal de Aviación (FAA), Najeeb Halaby , eligió mejorar el diseño del Concorde en lugar de competir cara a cara con él. El SST , que podría haber representado un avance significativo sobre el Concorde, estaba destinado a transportar 250 pasajeros (un gran número en ese momento, más del doble que el Concorde), volar a Mach 2.7-3.0 y tener un alcance de 4,000 millas (7.400 km).
El programa se lanzó el 5 de junio de 1963 y la FAA estimó que para 1990 habría un mercado para 500 SST. Boeing , Lockheed y North American respondieron oficialmente. El diseño de North American pronto fue rechazado, pero los diseños de Boeing y Lockheed fueron seleccionados para un estudio más a fondo.
Diseño y desarrollo
Estudios de diseño inicial
La mayoría de las principales empresas de aviación de EE. UU. Pasaron al menos algún tiempo en la década de 1950 considerando los diseños de SST. Los primeros intentos de Lockheed datan de 1958. Lockheed buscaba un avión con velocidades de crucero de alrededor de 2.000 millas por hora (3.200 km / h) con velocidades de despegue y aterrizaje comparadas con los grandes aviones subsónicos de la misma época.
Los primeros diseños siguieron el ala recta cónica de Lockheed, similar a la utilizada en el F-104 Starfighter , con un canard en forma de delta para un ajuste aerodinámico . Durante las pruebas en el túnel de viento , este diseño demostró cambios sustanciales en el centro de presión del avión (C / L). Estos requerirían grandes cambios de compensación a medida que la aeronave cambiaba de velocidad, lo que provocaba una resistencia de compensación .
Se sustituyó un ala delta que alivió una parte del movimiento, pero no se consideró suficiente. Lockheed sabía que un diseño de ala oscilante de geometría variable podría lograr este objetivo, pero sintió que era demasiado pesado: prefirieron una solución de ala fija. En el peor de los casos, estaban dispuestos a diseñar un avión de ala fija utilizando combustible como lastre.
En 1962, Lockheed llegó a un diseño de flecha de manivela muy barrido con cuatro vainas de motor enterradas en las alas y un canard. La mejora estaba más cerca de su objetivo, pero aún no era óptima.
En 1963, extendieron el borde de ataque del ala hacia adelante para eliminar la necesidad del canard y reformaron el ala en forma de doble delta con un suave giro y comba . Esto, junto con una cuidadosa conformación del fuselaje, fue capaz de controlar el desplazamiento en el centro de presión causado por la parte delantera altamente barrida del ala que desarrollaba sustentación de manera supersónica. Los motores pasaron de estar enterrados en las alas a vainas individuales colgadas debajo de las alas.
Estudios de diseño posteriores
El nuevo diseño fue designado L-2000-1 y tenía 223 pies (70 m) de largo con un fuselaje de cuerpo estrecho de 132 pulgadas (335,2 cm) de ancho para cumplir con los requisitos aerodinámicos, lo que permitía que los pasajeros sentaran cinco asientos en fila en el autocar y cuatro asientos. - Disposición de los pechos en asientos de primera clase. Un diseño típico de asientos de clase mixta equivaldría a unos 170 pasajeros, con diseños de alta densidad que superan los 200 pasajeros.
El L-2000-1 presentaba una nariz larga y puntiaguda que era casi plana en la parte superior y curvada en la parte inferior, lo que permitía mejorar el rendimiento supersónico y podía inclinarse para el despegue y el aterrizaje para proporcionar una visibilidad adecuada. El diseño del ala presentaba un fuerte barrido interior hacia adelante de 80 °, con la parte restante del borde de ataque del ala hacia atrás 60 °, con un área total de 8,370 ft² (778 m²). Los altos ángulos de barrido produjeron poderosos vórtices en el borde de ataque que aumentaron la sustentación en ángulos de ataque moderados a altos , pero aún así retuvieron un flujo de aire estable sobre las superficies de control durante una pérdida . Estos vórtices también proporcionaron un buen control direccional, que era algo deficiente con el morro inclinado a bajas velocidades. El ala, aunque solo tenía un grosor del 3%, proporcionó una sustentación sustancial debido a su gran área, que, ayudada por la sustentación del vórtice, permitió velocidades de despegue y aterrizaje comparables a las de un Boeing 707 . Además, un ala delta es una estructura naturalmente rígida que requiere poca rigidez.
El tren de aterrizaje del avión era un tipo triciclo tradicional con un engranaje de morro de dos ruedas. Cada uno de los dos engranajes principales de seis ruedas utilizó los mismos neumáticos utilizados en el Douglas DC-8 , pero que estaban llenos de nitrógeno y a presiones más bajas.
Para proporcionar una fecha óptima de entrada en servicio, Lockheed decidió utilizar un derivado de turboventilador reforzado del Pratt & Whitney J58 . El J58 ya se había probado con éxito como un motor a reacción de alto empuje y alto rendimiento en el Lockheed A-12 de alto secreto (y posteriormente en el Lockheed SR-71 Blackbird). Dado que era un turbofan, se consideró que era más silencioso que un turborreactor típico a baja altitud y baja velocidad, no requirió postcombustión para el despegue y permitió ajustes de potencia reducidos. Los motores se colocaron en cápsulas cilíndricas con un divisor en forma de cuña y una entrada cuadrada que proporcionaba el sistema de entrada para la aeronave. La entrada fue diseñada con el objetivo de no requerir partes móviles y era naturalmente estable. Para reducir el ruido de las explosiones sónicas , en lugar de atravesar la barrera del sonido a una altura más ideal de 30.000 pies (9.144 m), pretendían penetrarla a 42.000 pies (12.802 m). No sería posible en días calurosos, pero en días normales esto sería posible. [se necesita aclaración ] La aceleración continuaría a través de la barrera del sonido hasta Mach 1,15, momento en el que los estallidos sónicos serían audibles en el suelo. El avión subiría precisamente para minimizar los niveles de explosión sónica. Después de una nivelación inicial en alrededor de 71,500 pies (21,793 m), el avión subiría en crucero, alcanzando finalmente 76,500 pies (23,317 m). Los descensos también se realizarían de forma precisa para reducir los niveles del boom sónico hasta que se alcanzaran velocidades subsónicas.
En 1964, el gobierno de EE. UU. Emitió nuevos requisitos con respecto al programa SST que requerían que Lockheed modificara su diseño, ahora llamado L-2000-2 . El nuevo diseño tuvo numerosas modificaciones en el ala; un cambio fue redondear el frente del delta delantero para eliminar la tendencia de cabeceo hacia arriba . Para aumentar la eficiencia aerodinámica de alta velocidad, el grosor del ala se redujo al 2,3%, los bordes de ataque se hicieron más afilados, los ángulos de barrido se cambiaron de 80/60 ° a 85/62 °, y se agregaron un giro y comba sustancial a la parte delantera. delta; gran parte del delta trasero se torció hacia arriba para permitir que los elevones permanecieran nivelados a Mach 3.0. Además, se agregaron carenados de ala / carrocería en la parte inferior del fuselaje donde se encuentran las alas, lo que permite usar una nariz de forma más normal. Para conservar el rendimiento a baja velocidad, el delta trasero se amplió considerablemente; Para aumentar la carga útil, el borde de fuga presentaba un barrido hacia adelante de 10 °, extendiendo la parte interior del ala hacia atrás. La nueva nariz redujo la longitud total a 214 pies (65,2 m) mientras conservaba prácticamente las mismas dimensiones internas. La envergadura era idéntica a la anterior y, a pesar del ala más delgada, el área aumentada del ala de 9.026 pies² (838.5 m²) permitió el mismo desempeño de despegue. La relación de sustentación / arrastre general del avión aumentó de 7,25 a 7,94.
Durante el curso del desarrollo del L-2000-2, el motor previamente seleccionado por Lockheed ya no se consideró aceptable. Durante el período de tiempo entre el L-2000-1 y el L-2000-2, Pratt y Whitney diseñaron un nuevo turboventilador de postcombustión llamado JTF-17A , que produjo mayores cantidades de empuje. General Electric desarrolló el GE4, que era un turborreactor de postcombustión con paletas guía variables, que en realidad era el menos potente de los dos al nivel del mar, pero producía más potencia a grandes altitudes. Ambos motores requirieron cierto grado de postcombustión durante el crucero. El diseño de Lockheed favorecía al JTF-17A sobre el GE-4, pero existía el riesgo de que GE ganara la competencia de motores y Lockheed ganara el contrato SST, por lo que desarrollaron nuevos módulos de motor que podrían acomodar cualquiera de los motores. Las modificaciones aerodinámicas permitieron utilizar un módulo de motor más corto y que utilizó un nuevo diseño de entrada. Esta entrada presentaba ángulos de carenado externos mínimos y estaba contorneada con precisión para permitir una recuperación de alta presión sin partes móviles, y permitía el máximo rendimiento con cualquiera de las opciones de motor. Para permitir un flujo de aire adicional para reducir el ruido o para ayudar al rendimiento del postcombustión, se agregó un juego de puertas de aspiración a la parte trasera de la cápsula. Para proporcionar capacidad de frenado en el aire para una desaceleración rápida y descensos rápidos, y para ayudar en el frenado en tierra, parte de la boquilla podría emplearse como inversor de empuje a velocidades inferiores a Mach 1,2. Las cápsulas también se reposicionaron en la nueva ala para protegerlas mejor de cambios abruptos en el flujo de aire.
El empuje adicional de los nuevos motores permitió retrasar la penetración supersónica hasta 45.000 pies (13.716 m) en prácticamente todas las condiciones. Dado que en este punto todavía se consideraba una opción la posibilidad de un vuelo supersónico por tierra, Lockheed también consideró versiones más grandes y de menor alcance del L-2000-2B. Todos los diseños pesaban exactamente lo mismo, con un nuevo diseño de cola, cambios en la longitud del fuselaje, extensiones del delta delantero, mayor capacidad y variaciones en la capacidad de combustible. La versión más grande tenía capacidad para 250 pasajeros nacionales, mientras que la versión mediana tenía capacidad transatlántica con 220 pasajeros. A pesar de los cambios en la longitud del fuselaje, no hubo un aumento apreciable en el riesgo de que la aeronave se inclinara demasiado hacia arriba (sobrerrotación) en el despegue.
Concurso de diseño
En 1966, el diseño tomó su forma final como L-2000-7A y L-2000-7B . El L-2000-7A presentó un ala rediseñada y un fuselaje alargado a 273 pies (83 m). El fuselaje más largo permite un asiento de clase mixta de 230 pasajeros. El nuevo ala presentaba un delta delantero proporcionalmente más grande, con mayor refinamiento en el giro y la curvatura del ala. A pesar de tener la misma envergadura, el área del ala se incrementó a 9,424 ft² (875 m²), con un barrido ligeramente reducido de 84 ° y un ala delta principal aumentada de 65 °, con un barrido delantero reducido a lo largo del borde de fuga. A diferencia de las versiones anteriores, este avión presentaba un flap en el borde de ataque para aumentar la sustentación a bajas velocidades y permitir una ligera desviación del elevón hacia abajo. El fuselaje, como resultado de la mayor longitud, los cambios en el diseño del ala y los intentos de reducir aún más la resistencia, presentaba un ligero adelgazamiento vertical en el fuselaje donde estaban las alas, un ala / cuerpo más prominente "vientre" para transportar combustible y carga. , una nariz más larga y una cola refinada. Dado que el avión no era tan estable direccionalmente como antes, el avión presentaba una aleta ventral, ubicada en la parte inferior del fuselaje posterior. El L-2000-7B se extendió a 293 pies (89 m), utilizando una cabina alargada y una cola curva hacia arriba más pronunciada para reducir la posibilidad de que la cola golpee la pista durante la rotación excesiva. Ambos diseños tenían el mismo peso máximo de 590,000 lb (267,600 kg), y la relación aerodinámica de elevación y arrastre se incrementó a 8: 1.
Se presentaron a la FAA maquetas a gran escala de los diseños de Boeing 2707-200 y L-2000-7, y el 31 de diciembre de 1966 se seleccionó el diseño de Boeing. El diseño de Lockheed se consideró más sencillo de producir y menos riesgoso, pero su rendimiento durante el despegue y a alta velocidad fue ligeramente inferior. Debido al JTF-17A, también se predijo que el L-2000-7 sería más ruidoso. El diseño de Boeing se consideró más avanzado, lo que representa una mayor ventaja sobre el Concorde y, por lo tanto, más adecuado al mandato de diseño original. Boeing finalmente cambió su avanzado diseño de ala de geometría variable a un ala delta más simple similar al diseño de Lockheed, pero con cola. El Boeing SST fue finalmente cancelado el 20 de mayo de 1971 después de que el Congreso de los Estados Unidos detuviera la financiación federal para el programa SST el 24 de marzo de 1971.
Especificaciones (L-2000-7A)
Datos de [ cita requerida ]
Características generales
- Tripulación: 2-3 tripulantes de vuelo
- Capacidad: 273 pax
- Longitud: 83,26 m (273 pies 2 pulg)
- Envergadura: 116 pies (35 m)
- Altura: 46 pies (14 m)
- Área del ala: 9,424 pies cuadrados (875.5 m 2 )
- Peso vacío: 238.000 lb (107.955 kg)
- Peso máximo al despegue: 590.000 lb (267.619 kg)
- Planta motriz: 4 × motores turborreactores de postcombustión General Electric GE4 / J5M o Pratt & Whitney JTF17A-21L , 50.000 lbf (220 kN) de empuje cada GE4 seco, 65.000 lbf (290 kN) con postquemador
Actuación
- Velocidad máxima: Mach 3
- Alcance: 4.000 millas náuticas (4.600 millas, 7.400 km)
- Techo de servicio: 76,500 pies (23,300 m)
- Carga alar : 305,7 kg / m 2 (62,61 lb / ft2 )
Ver también
Aeronaves de función, configuración y época comparables
- Boeing 2707
- Concorde
- Tupolev Tu-144
Listas relacionadas
- Lista de aviones Lockheed
Referencias
Otras lecturas
- Boyne, Walter J , Más allá de los horizontes: la historia de Lockheed . Nueva York: St. Martin's Press, 1998. ISBN 0-312-19237-1 .
- Francillon, René J, Lockheed Aircraft desde 1913 . Annapolis, Maryland: Naval Institute Press, 1987. ISBN 0-87021-897-2 .
enlaces externos
- "Los contendientes de SST de Estados Unidos", un artículo de vuelo de 1964
- "Tecnología Mach Three" un artículo de vuelo de 1966 sobre el L-2000
- "Boleto a través de la barrera del sonido" - Documental educativo sobre el transporte supersónico de 1966