En aeronáutica , una aeronave sin cola es una aeronave que no tiene otra superficie aerodinámica horizontal además de su ala principal . [1] Aún puede tener un fuselaje , una aleta de cola vertical ( estabilizador vertical ) y/o un timón vertical .
Las ventajas teóricas de la configuración sin cola incluyen una baja resistencia parásita como en el planeador Horten H.IV y buenas características de sigilo como en el bombardero Northrop B-2 Spirit . Las desventajas incluyen una posible sensibilidad al ajuste .
Los aviones sin cola han volado desde los días de los pioneros; el primer avión estable en volar fue el Dunne D.5 sin cola , en 1910. La configuración sin cola más exitosa ha sido la delta sin cola , especialmente para aviones de combate, aunque el avión de pasajeros Concorde también es una configuración delta.
La NASA ha utilizado la descripción "sin cola" para el nuevo avión de investigación X-36 , que tiene un plano delantero canard pero no tiene aleta vertical.
Un avión sin cola no tiene otra superficie horizontal aparte de su ala principal. Las funciones de control aerodinámico y estabilización, tanto en cabeceo como en alabeo, están incorporadas en el ala principal. Un tipo sin cola puede tener una aleta de cola vertical convencional ( estabilizador vertical ) y un timón . [2] [3] [4]
Un ala voladora es un diseño sin cola que también carece de un fuselaje definido , y que tiene el piloto, los motores, etc. ubicados total o parcialmente en el ala.
Un avión de ala fija convencional tiene una superficie estabilizadora horizontal separada de su ala principal. Esta superficie adicional genera una resistencia adicional que requiere un motor más potente, especialmente a altas velocidades. Si se puede lograr estabilidad y control longitudinal (de cabeceo) mediante algún otro método (ver a continuación), se puede quitar el estabilizador y reducir la resistencia.
Un avión sin cola no tiene estabilizador horizontal independiente. Debido a esto, el centro aerodinámico de un ala ordinaria se ubicaría por delante del centro de gravedad del avión, lo que crearía inestabilidad en el cabeceo . Se debe utilizar algún otro método para mover el centro aerodinámico hacia atrás y hacer que el avión sea estable . Hay dos formas principales para que el diseñador lo logre, la primera fue desarrollada por el aviador pionero JW Dunne .
Al barrer el borde de ataque del ala hacia atrás, ya sea como un ala en flecha o un ala delta , y reducir el ángulo de incidencia de la sección exterior del ala, se permite que el ala exterior actúe como un estabilizador de cola convencional. Si esto se hace progresivamente a lo largo de la envergadura de la sección exterior, se denomina lavado de la punta . Dunne lo logró dándole a la superficie superior del ala una curvatura cónica . En vuelo nivelado, el avión debe estar ajustado de modo que las puntas no contribuyan a ninguna sustentación: incluso pueden necesitar proporcionar un pequeño empuje hacia abajo. Esto reduce la eficiencia general del ala, pero para muchos diseños, especialmente para altas velocidades, esto se ve compensado por las reducciones en la resistencia, el peso y el costo en comparación con un estabilizador convencional. La gran envergadura del ala también reduce la maniobrabilidad y, por esta razón, el diseño de Dunne fue rechazado por el ejército británico.
Una alternativa es el uso de perfiles aerodinámicos de momento de cabeceo bajo o nulo , vistos por ejemplo en la serie Horten de planeadores y cazas. Estos utilizan una sección de perfil de ala inusual con comba refleja o invertida en la parte trasera o en toda el ala. Con la comba refleja, el lado más plano del ala está en la parte superior y el lado fuertemente curvado está en la parte inferior, por lo que la sección delantera presenta un alto ángulo de ataque mientras que la sección trasera es más horizontal y no contribuye a la sustentación, por lo que actúa como un plano de cola o las puntas descoloridas de un ala en flecha. La comba refleja se puede simular colocando grandes elevadores en un perfil aerodinámico convencional y recortándolos notablemente hacia arriba; el centro de gravedad también debe moverse hacia adelante de la posición habitual. Debido al efecto Bernoulli , la comba refleja tiende a crear un pequeño empuje hacia abajo, por lo que el ángulo de ataque del ala aumenta para compensar. Esto a su vez crea resistencia adicional. Este método permite una elección más amplia de la forma del ala que la flecha hacia atrás y la caída, y los diseños han incluido alas rectas e incluso circulares (Arup). Pero la resistencia inherente a un ángulo de ataque alto generalmente se considera que hace que el diseño sea ineficiente, y solo unos pocos tipos de producción, como las series de planeadores Fauvel y Marske Aircraft , lo han utilizado.
Un enfoque más simple es superar la inestabilidad ubicando el peso principal de la aeronave a una distancia significativa debajo del ala, de modo que la gravedad tienda a mantener la aeronave en una actitud horizontal y así contrarrestar cualquier inestabilidad aerodinámica, como en el parapente . Sin embargo, en la práctica esto rara vez es suficiente para proporcionar estabilidad por sí solo, y normalmente se aumenta con las técnicas aerodinámicas descritas. Un ejemplo clásico es el ala delta de ala Rogallo , que utiliza el mismo retroceso, derrumbe y superficie cónica que el Dunne.
La estabilidad también se puede proporcionar artificialmente. Existe un equilibrio entre estabilidad y maniobrabilidad. Un alto nivel de maniobrabilidad requiere un bajo nivel de estabilidad. Algunos aviones de combate modernos de alta tecnología son aerodinámicamente inestables en cuanto a cabeceo y dependen del control por computadora de vuelo por cable para proporcionar estabilidad. El ala volante B-2 Spirit de Northrop Grumman es un ejemplo.
Muchos de los primeros diseños no conseguían un control efectivo del cabeceo para compensar la falta de estabilizador. Algunos modelos eran estables, pero su altura solo se podía controlar mediante la potencia del motor. Otros podían cabecear hacia arriba o hacia abajo de forma abrupta e incontrolable si no se manejaban con cuidado. Esto dio a los diseños sin cola una reputación de inestables. No fue hasta el éxito posterior de la configuración delta sin cola en la era de los reactores que esta reputación fue aceptada ampliamente como inmerecida.
La solución que se suele adoptar es la de proporcionar grandes superficies de timón de profundidad y/o de elevón en el borde de salida del ala. A menos que el ala esté muy en flecha, estas deben generar grandes fuerzas de control, ya que su distancia desde el centro aerodinámico es pequeña y los momentos menores. Por lo tanto, un tipo sin cola puede experimentar una mayor resistencia durante las maniobras de cabeceo que su equivalente convencional. En un ala delta muy en flecha, la distancia entre el borde de salida y el centro aerodinámico es mayor, por lo que no se requieren superficies más grandes. La serie delta sin cola Dassault Mirage y sus derivados estuvieron entre los aviones de combate más utilizados. Sin embargo, incluso en el Mirage, el control del cabeceo en los altos ángulos de ataque experimentados durante el despegue y el aterrizaje podía ser problemático y algunos derivados posteriores presentaban superficies de canard adicionales .
Un avión convencional es inestable en la guiñada y necesita una aleta de cola para mantenerse recto. El movimiento de los alerones crea una guiñada adversa que lo saca del viraje, que también debe ser compensada por el timón . Si bien un ala en flecha es estable en vuelo recto, aún experimenta una guiñada adversa durante un viraje. Una solución es darle al ala suficiente torsión para que la sección exterior se incline hacia abajo y proporcione sustentación negativa. Esto revierte la acción de guiñada adversa de los alerones, lo que ayuda al avión a realizar el viraje y elimina la necesidad de un timón vertical o deflectores de arrastre diferencial.
También se ha demostrado que la distribución de sustentación en forma de campana que esto produce minimiza la resistencia inducida para un peso determinado (en comparación con la distribución elíptica, que la minimiza para un tramo determinado). [5]
Entre 1905 y 1913, el oficial y aeronauta del ejército británico J. W. Dunne desarrolló una serie de aviones sin cola que pretendían ser inherentemente estables e inestables. Inspirados por sus estudios sobre las gaviotas en vuelo, se caracterizaban por tener alas en flecha con una superficie superior cónica. El cono estaba dispuesto de manera que el ala se torciera progresivamente hacia afuera en dirección a las puntas, creando una incidencia negativa y, por lo tanto, una sustentación negativa en las secciones exteriores, lo que creaba estabilidad general tanto en cabeceo como en guiñada. Una única superficie de control en el borde de salida de cada punta de ala actuaba como alerón y elevador combinados. Dunne tenía una apreciación cualitativa avanzada de los principios aerodinámicos involucrados, incluso entendiendo cómo la sustentación negativa en las puntas de las alas, combinada con un ángulo anhédrico pronunciado hacia abajo, mejoraba la estabilidad direccional. [6]
Aunque originalmente fue concebido como un monoplano , los diseños iniciales de Dunne para el Ejército debían ser biplanos , que normalmente presentaban una góndola de fuselaje entre los aviones con una hélice de empuje montada en la parte trasera y aletas de placa final fijas entre cada par de puntas de ala.
En 1910, tras finalizar su trabajo en el ejército, Orville Wright y Griffith Brewer presenciaron el vuelo estable del biplano D.5 y presentaron un informe oficial a la Royal Aeronautical Society en ese sentido. [7] De este modo, se convirtió en el primer avión en lograr una estabilidad natural en vuelo, así como en el primer avión práctico sin cola. El posterior D.8 fue construido bajo licencia y vendido comercialmente por W. Starling Burgess en Estados Unidos como Burgess-Dunne.
También volvió a su monoplano. El D.6 de 1911 era un monoplano de ala alta con propulsores que también presentaba una pronunciada inclinación anédrica en las puntas de las alas. Las superficies de control actuaban también como timones.
Muchas de las ideas de Dunne sobre la estabilidad siguen siendo válidas, y se sabe que influyó en diseñadores posteriores como John K. Northrop (padre del bombardero furtivo Northrop Grumman B-2 Spirit ). [ cita requerida ]
Después de la Primera Guerra Mundial, el piloto Geoffrey TR Hill también buscó un diseño estable e inestable. Dunne le brindó cierta ayuda al principio y Hill siguió produciendo la serie Pterodactyl de aviones sin cola a partir de la década de 1920. Hill también comenzó a desarrollar la teoría del perfil aerodinámico intrínsecamente estable y la incorporó a sus diseños.
Los teóricos alemanes desarrollaron aún más la teoría del perfil aerodinámico estable. El diseñador Alexander Lippisch produjo su primer diseño sin cola, el Delta I, en 1931. Luego construyó una serie de diseños cada vez más sofisticados y, al final de la Segunda Guerra Mundial, fue llevado a Estados Unidos para continuar su trabajo .
Durante la Segunda Guerra Mundial , Lippisch trabajó para el diseñador alemán Willy Messerschmitt en el primer avión sin cola que entró en producción, el Me 163 Komet . Fue el único interceptor propulsado por cohetes que se puso en servicio en primera línea y el avión más rápido en alcanzar el servicio operativo durante la guerra.
En la década de 1930, Walter y Reimar Horten comenzaron a construir planeadores sencillos sin cola, el primero de los cuales voló en 1933. Los Horten diseñaron la primera ala voladora con propulsión a chorro del mundo , el Horten Ho 229.
Paralelamente a Lippisch, en Estados Unidos, Jack Northrop estaba desarrollando sus propias ideas sobre los diseños sin cola. El N-1M voló en 1941 y le siguieron una serie de modelos sin cola, algunos de ellos auténticas alas voladoras.
En la década de 1940, el diseñador aeronáutico británico John Carver Meadows Frost desarrolló el avión de investigación a reacción sin cola llamado de Havilland DH.108 Swallow , construido utilizando el fuselaje delantero del caza a reacción de Havilland Vampire . Uno de estos fue posiblemente uno de los primeros aviones en romper la barrera del sonido: lo hizo durante un picado superficial y varios testigos oyeron el estampido sónico. [ cita requerida ] Los tres construidos se perdieron en accidentes fatales.
El DINFIA IA 38 fue un avión de transporte experimental sin cola cuatrimotor argentino de la década de 1960 , diseñado bajo la dirección de Reimar Horten y basado en el proyecto alemán Horten H.VIII y construido por la DINFIA .
Similar al DH.108, el Northrop X-4, de 1948, con motor birreactor, fue uno de los aviones experimentales de posguerra X-planes desarrollados en Estados Unidos después de la Segunda Guerra Mundial para volar en programas de investigación que exploraban los desafíos del vuelo transónico de alta velocidad y más allá. Tenía problemas aerodinámicos similares a los del DH.108, pero ambos ejemplares X-4 construidos sobrevivieron a sus programas de pruebas de vuelo sin incidentes graves a lo largo de unos 80 vuelos de investigación en total entre 1950 y 1953, alcanzando solo velocidades máximas de 640 mph (1035 km/h).
La serie francesa de cazas supersónicos Mirage fue un ejemplo de configuración delta sin cola y se convirtió en uno de los aviones a reacción occidentales de mayor producción. Por el contrario, el caza con ala delta equivalente de la Unión Soviética, el Mikoyan-Gurevich MiG-21 , sí tiene un estabilizador de cola.
En la década de 1950, el prototipo Convair F2Y Sea Dart se convirtió en el único hidroavión que superó la velocidad del sonido. Convair construyó otros tipos de deltas sin cola que tuvieron éxito.
El avión de transporte supersónico anglo-francés Concorde y su homólogo soviético, el Tupolev Tu-144 , eran aviones de reacción supersónicos sin cola, con alas delta ojivales . La gracia y belleza de estos aviones en vuelo eran objeto de numerosos comentarios. [8]
El avión de reconocimiento estratégico estadounidense Lockheed SR-71 Blackbird es el avión a reacción más rápido, alcanzando velocidades superiores a Mach 3.
El ala PRANDTL-D (Diseño Aerodinámico Preliminar de Investigación para Reducir la Resistencia) de la NASA ha sido desarrollada por Al Bowers en el Centro de Investigación de Vuelo Armstrong de la NASA . Bowers se inspiró en el trabajo de Ludwig Prandtl y, al igual que Dunne, en la observación del vuelo de las aves. Al igual que con el diseño de Dunne, tiene una torsión del ala suficiente para colocar las puntas de las alas en un ángulo negativo y crear el mismo acoplamiento positivo de balanceo-guiñada. [9] [10] [11] Bowers desarrolló un análisis cuantitativo de las características de sustentación, lo que condujo a su descubrimiento más general de una distribución de sustentación en forma de campana que minimiza la resistencia inducida para el peso de la aeronave. Aplicó esta distribución en la serie de diseños "Prandtl-D". [5] A fines de 2017, había volado tres de estos modelos de investigación. [12] [13]
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