El Lockheed L-2000 fue la propuesta de Lockheed Corporation para participar en un concurso financiado por el gobierno para construir el primer avión supersónico de los Estados Unidos en la década de 1960. El L-2000 perdió el contrato frente al Boeing 2707 , pero ese diseño competidor fue finalmente cancelado por razones políticas, ambientales y económicas.
En 1961, el presidente John F. Kennedy se comprometió a que el gobierno subvencionara el 75% del desarrollo de un avión comercial para competir con el anglo-francés Concorde , que se estaba desarrollando en ese momento. El director de la Administración Federal de Aviación (FAA), Najeeb Halaby , optó por mejorar el diseño del Concorde en lugar de competir directamente con él. El SST , que podría haber representado un avance significativo con respecto al Concorde, estaba destinado a transportar 250 pasajeros (una gran cantidad en ese momento, más del doble que el Concorde), volar a Mach 2,7-3,0 y tener una autonomía de 4.000 mi (7.400 km).
El programa se puso en marcha 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 fue rechazado pronto, pero los diseños de Boeing y Lockheed fueron seleccionados para un estudio más profundo.
La mayoría de las principales empresas de aviación de Estados Unidos dedicaron al menos algún tiempo, durante la década de 1950, a considerar 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 comparables a las de 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 el ajuste aerodinámico . Durante las pruebas en el túnel de viento , este diseño demostró cambios sustanciales en el centro de presión (C/L) del avión . Esto requeriría grandes cambios de compensación a medida que la aeronave cambiaba de velocidad, lo que causaba resistencia de compensación .
Se sustituyó por 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 consideró que era demasiado pesado: [ cita requerida ] preferían una solución de ala fija. En el peor de los casos, estaban dispuestos a diseñar un avión de ala fija que utilizara combustible como lastre.
En 1962, Lockheed llegó a un diseño de gran curvatura y flecha acodada con cuatro motores enterrados en las alas y un canard. La mejora se acercaba más a su objetivo, pero todavía no era óptima.
En 1963, extendieron el borde de ataque del ala hacia adelante para eliminar la necesidad del canard y le dieron una nueva forma al ala en forma de doble delta con una leve torsión y comba . Esto, junto con una cuidadosa forma del fuselaje, permitió controlar el cambio en el centro de presión causado por la parte delantera del ala muy inclinada que desarrollaba sustentación supersónica. Los motores pasaron de estar enterrados en las alas a estar en cápsulas individuales colgadas debajo de las alas.
El nuevo diseño se denominó L-2000-1 y tenía 70 m (223 pies) de largo con un fuselaje estrecho de 335,2 cm (132 pulgadas) de ancho para cumplir con los requisitos aerodinámicos, lo que permitía una disposición de cinco asientos de pasajeros en fila en clase turista y cuatro en fila en primera clase. Una disposición típica de asientos en clase mixta equivaldría a unos 170 pasajeros, con disposiciones de alta densidad que superaban los 200 pasajeros.
El L-2000-1 tenía un morro largo y puntiagudo, casi plano en la parte superior y curvado en la inferior, lo que permitía un mejor rendimiento supersónico, y podía inclinarse para el despegue y el aterrizaje para proporcionar una visibilidad adecuada. El diseño del ala presentaba un pronunciado barrido hacia adelante hacia adentro de 80°, con la parte restante del borde de ataque del ala inclinada hacia atrás 60°, con un área total de 8,370 ft² (778 m²). Los altos ángulos de barrido producían poderosos vórtices en el borde de ataque que aumentaban la sustentación en ángulos de ataque moderados a altos , pero aún así mantenían un flujo de aire estable sobre las superficies de control durante una pérdida . Estos vórtices también proporcionaban un buen control direccional, que era algo deficiente con el morro inclinado a bajas velocidades. El ala, aunque solo tenía un 3% de espesor, proporcionaba una sustentación sustancial debido a su gran área, que, ayudada por la sustentación de vórtices, permitía velocidades de despegue y aterrizaje comparables a las de un Boeing 707 . Además, un ala delta es una estructura naturalmente rígida que requiere poco refuerzo.
El tren de aterrizaje del avión era un triciclo tradicional con un tren delantero de dos ruedas. Cada uno de los dos trenes principales de seis ruedas utilizaba los mismos neumáticos que el Douglas DC-8 , pero estaban llenos de nitrógeno y a presiones más bajas.
Para proporcionar una fecha óptima de entrada en servicio, Lockheed decidió utilizar un derivado de turbofán reforzado del Pratt & Whitney J58 . El J58 ya había demostrado con éxito su capacidad como motor a reacción de alto rendimiento y alto empuje en el ultrasecreto Lockheed A-12 (y posteriormente en el Lockheed SR-71 Blackbird). Como era un turbofán, se consideró que era más silencioso que un turborreactor típico a baja altitud y baja velocidad, no requería postcombustión para el despegue y permitía configuraciones de potencia reducidas. 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 se diseñó con el objetivo de no requerir partes móviles y era naturalmente estable. Para reducir el ruido de los estampidos sónicos , en lugar de atravesar la barrera del sonido a una altitud más ideal de 30.000 pies (9.144 m), pretendían atravesarla a 42.000 pies (12.802 m). No sería posible en días calurosos, pero en días normales esto sería alcanzable. [ aclaración necesaria ] La aceleración continuaría a través de la barrera del sonido hasta Mach 1,15, punto en el que los estampidos sónicos serían audibles en tierra. El avión ascendería con precisión para minimizar los niveles de estampido sónico. Después de un nivel inicial a unos 71.500 pies (21.793 m), el avión ascendería en crucero, alcanzando finalmente los 76.500 pies (23.317 m). Los descensos también se realizarían de forma precisa para reducir los niveles de estampido sónico hasta que se alcanzaran 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 tenía numerosas modificaciones en el ala; un cambio fue redondear la parte delantera del delta delantero para eliminar la tendencia al cabeceo hacia arriba . Para aumentar la eficiencia aerodinámica a alta velocidad, el grosor del ala se redujo al 2,3%, los bordes de ataque se hicieron más agudos, los ángulos de barrido se cambiaron de 80/60° a 85/62° y se añadieron una torsión y una comba sustanciales al delta delantero; gran parte del delta trasero se torció hacia arriba para permitir que los elevones permanecieran alineados a Mach 3.0. Además, se añadieron carenados de ala/cuerpo en la parte inferior del fuselaje donde se encuentran las alas, lo que permitió utilizar un morro de forma más normal. Para mantener el rendimiento a baja velocidad, el delta trasero se agrandó considerablemente; Para aumentar la carga útil, el borde de salida presentaba un ángulo de 10° hacia delante, extendiendo la parte interior del ala hacia atrás. El nuevo morro redujo la longitud total a 65,2 m (214 pies) manteniendo prácticamente las mismas dimensiones internas. La envergadura era idéntica a la anterior y, a pesar del ala más delgada, el aumento de la superficie alar de 838,5 m² (9026 pies²) permitió el mismo rendimiento en el despegue. La relación sustentación-resistencia general del avión aumentó de 7,25 a 7,94.
Durante el desarrollo del L-2000-2, el motor seleccionado previamente 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 turbofán con postcombustión llamado JTF-17A, que producía mayores cantidades de empuje. General Electric desarrolló el GE4 , que era un turborreactor con postcombustión y álabes guía variables, que en realidad era el menos potente de los dos a nivel del mar, pero producía más potencia a grandes altitudes. 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 nuevos módulos de motor que podían acomodar cualquiera de los dos motores. Las modificaciones aerodinámicas permitieron utilizar un módulo de motor más corto y que utilizaba un nuevo diseño de entrada. Esta entrada presentaba ángulos externos mínimos y estaba contorneada con precisión para permitir una recuperación de alta presión sin usar partes móviles, y permitía un rendimiento máximo con cualquiera de las opciones 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 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 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 reposicionaron en la nueva ala 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 ese momento la posibilidad de un vuelo supersónico sobre 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 tenía capacidad para 250 pasajeros nacionales, mientras que la versión mediana tenía capacidad transatlántica para 220 pasajeros. A pesar de los cambios en la longitud del fuselaje, no hubo un aumento apreciable en el riesgo de que el avión se inclinara demasiado hacia arriba (sobrerrotación) en el despegue.
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 273 pies (83 m). El fuselaje más largo permite un asiento de clase mixta de 230 pasajeros. La nueva ala presentaba un delta delantero proporcionalmente más grande, con un mayor refinamiento en el giro y la curvatura del ala. A pesar de tener la misma envergadura, el área alar se incrementó a 9,424 ft² (875 m²), con un flechado ligeramente reducido de 84° y un ala delta principal aumentada de 65°, con flechado hacia adelante reducido a lo largo del borde de salida. 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 deflexión hacia abajo. El fuselaje, como resultado de una mayor longitud, cambios en el diseño de las alas e intentos de reducir aún más la resistencia, presentó un ligero adelgazamiento vertical en el fuselaje donde estaban las alas, una "panza" ala/cuerpo más prominente para transportar combustible y carga, un morro más largo y una cola refinada. Dado que el avión no era tan estable direccionalmente como antes, el avión presentó una aleta ventral, ubicada en la parte inferior del fuselaje trasero. El L-2000-7B se extendió a 293 pies (89 m), utilizando una cabina alargada y una cola con una curva ascendente más pronunciada para reducir la posibilidad de que la cola golpeara la pista durante una rotación excesiva. Ambos diseños tenían el mismo peso máximo de 590.000 libras (267.600 kg), y la relación sustentación-resistencia aerodinámica se aumentó a 8:1.
Se presentaron a la FAA maquetas a escala real de los diseños del Boeing 2707-200 y del 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 arriesgado, pero su rendimiento durante el despegue y a alta velocidad era 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 representaba una mayor ventaja sobre el Concorde y, por lo tanto, más adecuado al mandato de diseño original. Boeing finalmente cambió su diseño avanzado de ala de geometría variable a un ala delta más simple similar al diseño de Lockheed, pero con cola. El SST de Boeing 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.
Datos de [ cita requerida ]
Características generales
Actuación
Aeronaves de función, configuración y época comparables
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