Lockheed L-2000

El Lockheed L-2000 fue un avión propuesto por la Lockheed Corporation para una licitación patrocinada en la década de 1960 por el Gobierno de los Estados Unidos para el desarrollo de un avión de transporte supersónico (SST). El Boeing 2707 ganó ese contrato, pero el proyecto fue cancelado más tarde por razones políticas, económicas y ambientales.

En 1961, el Presidente Kennedy lanzó un programa de desarrollo financiado por el gobierno en un 75% para un avión de pasajeros que pudiera competir con el rendimiento del proyecto Anglo - francés Concorde. Las especificaciones del programa estadounidense, impuestas por el entonces director de la Administración Federal de Aviación (FAA), eran muy exigentes, con vistas a obtener un avión significativamente mejor que el Concorde, con una capacidad de 250 pasajeros, una velocidad de crucero entre Mach 2, 7 y 3, y una autonomía de unos 7400 km. El programa fue lanzado el 5 de junio de 1963, con la FAA asumiendo un mercado de 500 aviones de este tipo para 1990. Boeing, Lockheed y North American presentaron sus propuestas de inmediato, y aunque el proyecto de América del Norte pronto fue descartado, Boeing y Lockheed fueron seleccionados para un análisis posterior. Al igual que Boeing, Lockheed ya había comenzado a estudiar soluciones para un SST desde 1958. El rendimiento inicial incluyó una velocidad de crucero de aproximadamente 3200 km / h y velocidades de despegue y aterrizaje similares a las de los aviones de transporte subsónicos contemporáneos. Otro objetivo era poder controlar el Centro de presión a lo largo del arco de velocidad. Lockheed sabía que una solución con alas de geometría variable podría resolver el problema, pero también había evaluado las desventajas en términos de peso y complejidad de construcción al descartarlo a favor de un ala fija y el posible uso de combustible como lastre para ser movido adecuadamente en vuelo. Los primeros estudios de Lockheed incluyeron un ala trapezoidal como la del F - 104, con más alas delta canard para lograr la estabilidad longitudinal necesaria, pero los experimentos en el túnel de viento mostraron variaciones demasiado fuertes en el coeficiente de elevación (C L). Por lo tanto, se tuvo en cuenta el ala delta, lo que mitigó el problema, pero no lo suficiente. Los motores fueron "ahogados" en las alas y regresaron a una configuración canard con el modelo llamado CL - 823. En 1963 el ala fue modificada de acuerdo con un delta doble, con la parte delantera del ala mostrando un ángulo de flecha más pronunciado y alargado hacia la nariz del avión de tal manera que la presencia de las aletas del canard superflua y desactivada de manera oportuna. Estas soluciones, junto con el diseño óptimo del fuselaje, fueron capaces de contrarrestar el desplazamiento hacia adelante del centro de presión característico de las alas con altos ángulos de flecha. Los motores fueron reposicionados en góndolas individuales colgando de las alas. Esta versión fue designada como L-2000-1, con una longitud esperada de 70 metros y un fuselaje con un diámetro de unos 3,35 metros podría organizar a los pasajeros en filas de 5 asientos en clase económica y 4 en primera clase. En el caso de una configuración mixta la capacidad habría sido de 170 pasajeros, mientras que para una configuración de alta densidad la capacidad aumentó a más de 200 asientos. El L-2000-1 presentaba un morro cónico casi plano en la parte superior y ligeramente curvado en la parte inferior para garantizar un buen rendimiento aerodinámico a velocidad supersónica. Al igual que con el Concorde, durante las fases de despegue y aterrizaje, la sección delantera del morro se redujo para garantizar una mejor visibilidad para los pilotos. El ala delta doble tenía una raíz con un ángulo de flecha de 80°, mientras que la parte más externa tenía un ángulo de flecha de 60°, para un área total de aproximadamente 778m2. A medida que aumentaba el ángulo de ataque, el alto ángulo de flecha de la raíz generaba remolinos en el borde de ataque que aumentaban la elevación, promoviendo la estabilidad del flujo aerodinámico en las superficies de control durante la pérdida. Las velocidades de aterrizaje y despegue fueron sustancialmente comparables a las del Boeing 707. El tren de aterrizaje era tren de aterrizaje de triciclo, con ruedas gemelas en la pata delantera y un tren de seis ruedas (el mismo que el Douglas DC - 8) para cada pierna del tren de aterrizaje principal. Para garantizar un tiempo aceptable para entrar en servicio, Lockheed optó por una versión derivada del turbofán Pratt & Whitney J58. El J58 ya había demostrado un excelente empuje y rendimiento en el Lockheed SR - 71. Al ser un turbofán, era naturalmente menos ruidoso a baja altitud y velocidad que el turborreactor, por lo que era superfluo usar el postcombustión en el despegue. Los motores estaban alojados en góndolas protegidas por mamparos para evitar la ingestión de la capa límite del ala. Las tomas de aire se colocaron aguas abajo del borde de ataque del ala para estar menos sujetas a las variaciones en el flujo resultantes de los diferentes diseños de las diversas fases y maniobras de vuelo. Una característica de ellos fue también el coche de salida, que, gracias a rampas finamente perforadas, permitió el correcto funcionamiento de la entrada de aire sin el uso de mecanismos complejos para la geometría variable. Los estudios preliminares realizados por Lockheed predijeron que el auge sónico generado a una altitud de más de 40000 pies a una velocidad entre Mach 1 y Mach 1.5 era esencialmente inaudito en el suelo. Se propuso un perfil de misión con una altitud de vuelo de entrada supersónica de 42000 pies con aceleración hasta Mach 1.15 y ascenso a velocidad constante hasta 71000 pies. A partir de ahí, el avión alcanzaría la velocidad de crucero al continuar subiendo gradualmente hasta una altitud de 76.500 pies (23.300 metros). El descenso también seguiría un perfil particular con el fin de minimizar el nivel de estampidos sónicos hasta que se alcanzara la velocidad subsónica. Para aumentar la eficiencia aerodinámica, el grosor máximo del ala se redujo al 2,3% de la cuerda, los bordes de ataque se hicieron más afilados, los ángulos de flecha fueron de 80/60° a 85/62° y se agregó una desviación sustancial al delta delantero, mientras que la parte trasera del ala se desvió hacia arriba de tal manera que dejó (a Mach 3) elevones paralelos al flujo de aire ángulo de flecha negativo (hacia adelante) de 10° En 1964, el Gobierno de los Estados Unidos cambió las especificaciones del programa SST obligando a Lockheed a modificar el proyecto, ahora llamado L - 2000 - 2. El nuevo diseño hizo numerosos cambios en las alas. Se introdujeron nuevos carenados entre el fuselaje y las alas que permitieron el uso de un morro más corto y menos afilado que permitió reducir la longitud total del avión a 65,2 metros, manteniendo el mismo volumen interno. La eficiencia promedio del avión pasó de 7.25 a 7.94. Durante el desarrollo del L - 2000 - 2, El motor elegido por Lockheed se consideró que ya no era satisfactorio. Mientras tanto, Pratt y Whitney habían diseñado un turbofán con un mayor empuje (el JTF-17a), mientras que General Electric había propuesto el GE4, un turborreactor con postcombustión y estatores de compresor de geometría variable que tenía un menor rendimiento a bajas velocidades, pero era más eficiente a velocidades de crucero. Lockheed continuó prefiriendo los motores Pratt, pero el riesgo de que el GE-4 pudiera ganar la carrera por el motor SST los llevó a rediseñar las góndolas del motor para que pudieran instalar uno u otro modelo indistintamente. Para aumentar el flujo de aire para reducir el ruido o mejorar la eficiencia de las puertas postcombustión se añadió en la parte trasera de las góndolas, mientras que la parte de la boquilla de escape podría orientarse de manera que actúe como un freno de aire a velocidades inferiores a Mach 1, 2, o cómo invertir el empuje al suelo. Para soportar las temperaturas generadas por la alta velocidad de vuelo, se esperaba que las alas y el fuselaje utilizaran un amplio uso de aleaciones de titanio (en particular, Ti 8 - 1 - 1). La expansión debida a los gradientes térmicos consiguientes se tuvo debidamente en cuenta en la fase de diseño, proporcionando corrugaciones y depresiones en los paneles a lo largo de la dirección de los cordones alares. Durante la fase de estudio preliminar, aún no se había descartado la posibilidad de sobrevuelo supersónico de zonas habitadas. También se planeó una versión de corto recorrido con un mayor peso de despegue capaz de transportar 250 pasajeros en rutas continentales, en comparación con los 220 de la versión de largo recorrido. En 1966, el proyecto tomó su forma final con las versiones L - 2000 - 7a y L - 2000 - 7b. El L-2000-7ª mostró un ala rediseñada (en deflexión y curvatura) y el fuselaje alargado a 83 metros para llevar a 230 pasajeros en una configuración de clase mixta. El ángulo de la flecha delantera se había reducido a 84°, mientras que el ángulo de la flecha trasera se había aumentado a 65° y los hipersuppresores del borde de ataque estaban presentes para aumentar la elevación a bajas velocidades. El fuselaje fue remodelado adelgazándolo en las alas, ampliándolo en la parte inferior para aumentar la capacidad de carga (combustible y equipaje) y estrechando aún más el hocico y la cola. Para aumentar la estabilidad direccional, se añadió una deriva ventral en la parte trasera bajo el fuselaje. La versión L-2000-7B, por otro lado, tenía el fuselaje alargado a 89 metros, con una cabina de pasajeros más espaciosa y una curvatura hacia arriba más pronunciada de la cola para evitar colisiones con la pista durante la fase de despegue. Para ambos, el peso máximo de despegue fue de 267600 kg, y la eficiencia de 7.94:1. Las reproducciones a tamaño natural de los diseños del Boeing 2707 - 200 y del L - 2000 - 7 se presentaron en el verano de 1966 a la FAA, y el diseño del Boeing fue elegido el 31 de diciembre de 1966. El Lockheed fue considerado más simple y menos problemático en su construcción, pero con un menor rendimiento en el despegue y a bajas velocidades. El diseño de Boeing se consideraba más avanzado tecnológicamente, capaz de competir mejor con el Concorde y, por lo tanto, más compatible con los requisitos iniciales de la FAA. Más tarde, sin embargo, Boeing se vio obligado a volver a sus pasos descartando la configuración de las alas de geometría variable para el Lockheed más simple (pero con la adición de un plano de cola horizontal). Debido a problemas técnicos, retrasos, sobrecostos presupuestarios, problemas de impacto ambiental, el proyecto SST de Boeing fue cancelado permanentemente el 20 de mayo de 1971 después de que el Congreso de los Estados Unidos votara (24 de marzo de 1971) suspender la financiación federal.

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