Lockheed L-2000

El Lockheed L-2000 fue la entrada de Lockheed Corporation en una competencia financiada por el gobierno para construir el edificio de los Estados Unidos. primer avión supersónico en la década de 1960. El L-2000 perdió el contrato con el Boeing 2707, pero ese diseño de la competencia finalmente se canceló por razones políticas, ambientales y económicas.

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 estaba en desarrollo. El director de la Administración Federal de Aviación (FAA), Najeeb Halaby, optó por 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 4000 millas (7400 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 detallado.

Diseño y desarrollo

Primeros estudios de diseño

La mayoría de las principales empresas de aviación de EE. UU. dedicaron al menos algún tiempo en la década de 1950 a considerar los diseños de SST. Los primeros intentos de Lockheed datan de 1958. Lockheed buscaba un avión con velocidades de crucero de alrededor de 2000 millas por hora (3200 km/h) con velocidades de despegue y aterrizaje que se comparaban con los grandes jets 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 (C/L) del avión. 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 aliviaba 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 acodada muy inclinada con cuatro módulos de motor enterrados 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 remodelaron el ala en una forma de doble delta con un ligero giro y camber. Esto, junto con una forma cuidadosa del fuselaje, fue capaz de controlar el cambio en el centro de presión causado por la parte delantera altamente inclinada del ala que desarrolla sustentación 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 se denominó 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 asientos de cinco en fila en clase económica y de cuatro en fila en asientos de primera clase. Una disposición típica de asientos de clase mixta equivaldría a alrededor de 170 pasajeros, con disposiciones de alta densidad que superan los 200 pasajeros.

El L-2000-1 presentaba un morro largo y puntiagudo que era casi plano en la parte superior y curvo en la parte inferior, lo que permitía un rendimiento supersónico mejorado y podía inclinarse para despegar y aterrizar para proporcionar una visibilidad adecuada. El diseño del ala presentaba un pronunciado barrido interior hacia adelante de 80°, con la parte restante del borde de ataque del ala barrida 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 tiene un 3 % de grosor, proporcionó una sustentación sustancial debido a su gran área que, con la ayuda de la sustentación de 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 del tipo triciclo tradicional con un tren delantero de dos ruedas. Cada uno de los dos engranajes principales de seis ruedas utilizaba los mismos neumáticos utilizados en el Douglas DC-8, pero que estaban llenos de nitrógeno y con presiones más bajas.

Para proporcionar una fecha de entrada en servicio óptima, 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 rendimiento y alto empuje en el ultrasecreto Lockheed A-12 (y posteriormente en el Lockheed SR-71 Blackbird). Dado que era un turboventilador, se consideró que era más silencioso que un turborreactor típico a baja altitud y baja velocidad, no requería postquemador para el despegue y permitía 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 el avión. La entrada se diseñó con el objetivo de no requerir piezas móviles y, naturalmente, era estable. Para reducir el ruido de los estampidos sónicos, en lugar de penetrar la barrera del sonido a una altura ideal de 30 000 pies (9 144 m), tenían la intención de penetrarla a 42 000 pies (12 802 m). No sería posible en días calurosos, pero en días normales sí sería posible. La aceleración continuaría a través de la barrera del sonido hasta Mach 1,15, momento en el que se escucharían explosiones sónicas en el suelo. El avión subiría precisamente para minimizar los niveles de explosión sónica. Después de una nivelación inicial a alrededor de 71 500 pies (21 793 m), el avión ascendería en crucero y finalmente alcanzaría los 76 500 pies (23 317 m). Los descensos también se realizarían de manera precisa para reducir los niveles del estampido sónico hasta alcanzar velocidades subsónicas.

En 1964, el gobierno de los 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 la parte delantera del delta delantero para eliminar la tendencia al cabeceo. Para aumentar la eficiencia aerodinámica a alta velocidad, el grosor del ala se redujo al 2,3 %, los bordes de ataque se hicieron más nítidos, los ángulos de barrido se cambiaron de 80/60° a 85/62° y se modificaron los giros y la inclinación sustanciales. agregado al delta directo; gran parte del delta trasero se torció hacia arriba para permitir que los elevones permanecieran al ras en Mach 3.0. Además, se agregaron carenados de ala/cuerpo en la parte inferior del fuselaje donde se ubican 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 delante 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 del ala aumentada de 838,5 m² (9026 ft²) permitió el mismo rendimiento de despegue. La relación general de sustentación y arrastre 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 producía una mayor cantidad de empuje. General Electric desarrolló el GE4, que era un turborreactor de postcombustión con álabes guía variables, que en realidad era el menos potente de los dos al nivel del mar, pero producía más potencia a gran altura. Ambos motores requerían 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 de SST, por lo que desarrollaron nuevas cápsulas de motor que podían adaptarse a cualquiera de los motores. Las modificaciones aerodinámicas permitieron usar una cápsula de motor más corta y que utilizó un nuevo diseño de entrada. Esta entrada presentaba ángulos de cubierta externos mínimos y estaba contorneada con precisión para permitir una recuperación de alta presión sin piezas móviles, y permitía el máximo rendimiento con cualquier opción de motor. Para permitir un flujo de aire adicional para reducir el ruido, o para ayudar al rendimiento del postquemador, se agregó un conjunto de puertas de succión en la parte trasera de la cápsula. Para proporcionar capacidad de frenado en el aire para una desaceleración rápida y descensos rápidos, y para ayudar al frenado en tierra, parte de la boquilla podría emplearse como un inversor de empuje a velocidades inferiores a Mach 1,2. Las cápsulas también se reubicaron en el ala nueva para protegerlas mejor de los 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 la posibilidad de un vuelo supersónico por tierra todavía se consideraba una opción, 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 presentaba capacidad para 250 pasajeros nacionales, mientras que la versión mediana presentaba 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 (rotación excesiva) 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 presentaba un ala rediseñada y un fuselaje alargado a 83 m (273 pies). El fuselaje más largo permite asientos 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 875 m² (9,424 ft²), con un barrido hacia atrás de 84° ligeramente reducido y un ala principal en delta aumentada a 65°, con un barrido hacia adelante reducido a lo largo del borde de fuga. A diferencia de las versiones anteriores, este avión presentaba un flap de borde de ataque para aumentar la sustentación a bajas velocidades y permitir una ligera desviación hacia abajo. El fuselaje, como resultado de una mayor longitud, los cambios en el diseño del ala y los intentos de reducir aún más la resistencia, presentó un ligero adelgazamiento vertical en el fuselaje donde estaban las alas, un ala/cuerpo "vientre" más prominente; para transportar combustible y carga, una nariz más larga y una cola refinada. Dado que el avión no era tan direccionalmente estable como antes, el avión presentaba una aleta ventral, ubicada en la parte inferior del fuselaje trasero. El L-2000-7B se amplió a 293 pies (89 m), utilizando una cabina alargada y una cola curvada 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 a arrastre se incrementó a 8:1.

Se presentaron a la FAA maquetas a gran escala de los diseños Boeing 2707-200 y L-2000-7, y el 31 de diciembre de 1966 se seleccionó el diseño de Boeing. Se consideró que el diseño de Lockheed era más sencillo de producir y menos arriesgado, 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 fuerte. El diseño de Boeing se consideró más avanzado, lo que representa una mayor ventaja sobre el Concorde y, por lo tanto, se ajusta más al mandato de diseño original. Boeing eventualmente cambió su diseño avanzado de ala de geometría variable a un ala delta más simple similar al diseño de Lockheed, pero con cola. El Boeing SST finalmente se canceló el 20 de mayo de 1971 después de que el Congreso de los EE. UU. Detuviera la financiación federal para el programa SST el 24 de marzo de 1971.

Especificaciones (L-2000-7A)

Datos de

Características generales

• Crew: Equipo de vuelo 2-3
• Capacidad: 273 pax
• Duración: 273 pies 2 en (83,26 m)
• Wingspan: 116 pies (35 m)
• Altura: 46 pies (14 m)
• Área de ala: 9,424 pies cuadrados (875,5 m²)
• Peso vacío: 238.000 libras (107,955 kg)
• Peso máximo de despegue: 590.000 libras (267.619 kg)
• Powerplant: 4 × General Electric GE4/J5M o Pratt & Whitney JTF17A-21L después de quemar motores de turbojet, 50.000 lbf (220 kN) empuje cada uno GE4 ca seco, 65,000 lbf (290 kN) con postburner

Rendimiento

• Velocidad máxima: Mach 3
• Rango: 4.000 nmi (4.600 mi, 7.400 km)
• Techo de servicio: 76.500 pies (23.300 m)
• Carga de ala: 62.61 lb/sq ft (305.7 kg/m²)