Lockheed L-2000 - Lockheed L-2000

Lockheed L-2000
Lockheed L-2000 mockup.jpg
Maquete em escala real do design do L-2000-7
Função Avião supersônico
Fabricante Lockheed Corporation
Status Cancelado em 1971

O Lockheed L-2000 foi a entrada da Lockheed Corporation em uma competição financiada pelo governo para construir o primeiro avião supersônico dos Estados Unidos na década de 1960. O L-2000 perdeu o contrato para o Boeing 2707 , mas esse projeto concorrente foi cancelado por razões políticas, ambientais e econômicas.

Em 1961, o presidente John F. Kennedy comprometeu o governo a subsidiar 75% do desenvolvimento de um avião comercial para competir com o Concorde anglo-francês então em desenvolvimento. O diretor da Federal Aviation Administration (FAA), Najeeb Halaby , optou por aprimorar o projeto do Concorde em vez de competir cara a cara com ele. O SST , que pode ter representado um avanço significativo em relação ao Concorde, tinha como objetivo transportar 250 passageiros (um grande número na época, mais do que o dobro do Concorde), voar a Mach  2,7-3,0 e ter um alcance de 4.000 mi (7.400 km).

O programa foi lançado em 5 de junho de 1963, e a FAA estimou que em 1990 haveria um mercado para 500 SSTs. Boeing , Lockheed e North American responderam oficialmente. O projeto da North American logo foi rejeitado, mas os projetos da Boeing e da Lockheed foram selecionados para estudos mais aprofundados.

Design e desenvolvimento

Estudos iniciais de design

O CL-823 usava uma asa de flecha de manivela e motores enterrados, o L-2000 tinha um delta composto e motores montados, e era maior no geral.

A maioria das grandes empresas de aviação dos Estados Unidos passou pelo menos algum tempo na década de 1950 considerando projetos de SST. As primeiras tentativas da Lockheed datam de 1958. A Lockheed buscou um avião com velocidades de cruzeiro de cerca de 2.000 milhas por hora (3.200 km / h) com velocidades de decolagem e pouso comparadas com grandes jatos subsônicos da mesma época.

Os primeiros projetos seguiram a asa reta cônica da Lockheed, semelhante à usada no F-104 Starfighter , com um canard em forma de delta para acabamento aerodinâmico . Durante os testes de túnel de vento , este projeto demonstrou mudanças substanciais no centro de pressão do avião (C / L). Isso exigiria grandes mudanças de compensação conforme a aeronave mudava de velocidade, causando arrasto de compensação .

Uma asa delta foi substituída, o que aliviou uma parte do movimento, mas não foi considerada suficiente. A Lockheed sabia que um design de asa oscilante de geometria variável poderia atingir esse objetivo, mas sentiu que era muito pesado: eles preferiam uma solução de asa fixa. Na pior das hipóteses, eles estavam dispostos a projetar uma aeronave de asa fixa usando combustível como lastro.

Em 1962, a Lockheed chegou a um projeto de flecha altamente varrido com quatro cápsulas de motor enterradas nas asas e um canard. A melhoria estava mais perto de seu objetivo, mas ainda não era ideal.

Em 1963, eles estenderam a borda dianteira da asa para a frente para eliminar a necessidade do canard e remodelaram a asa em um formato de delta duplo com uma torção suave e curvatura . Isso, junto com a modelagem cuidadosa da fuselagem, foi capaz de controlar a mudança no centro de pressão causada pela parte altamente inclinada para a frente da asa desenvolvendo sustentação supersônica. Os motores foram transferidos de estarem enterrados nas asas para cápsulas individuais penduradas abaixo das asas.

Estudos posteriores de design

Conceito artístico de um L-2000 com pintura Pan Am em altitude em pós-combustão total (topo) e com trem de pouso estendido

O novo projeto foi designado L-2000-1 e tinha 223 pés (70 m) de comprimento com fuselagem estreita de 132 pol. (335,2 cm) de largura para atender aos requisitos aerodinâmicos, permitindo o assento de cinco passageiros lado a lado no ônibus e um quatro - disposição frontal em assentos de primeira classe. Um layout típico de assentos de classe mista equivaleria a cerca de 170 passageiros, com layouts de alta densidade excedendo 200 passageiros.

O L-2000-1 apresentava um nariz longo e pontudo que era quase plano no topo e curvo na parte inferior, o que permitia um melhor desempenho supersônico e podia ser inclinado para decolagem e pouso para fornecer visibilidade adequada. O projeto da asa apresentou uma varredura acentuada para a frente para dentro de 80 °, com a parte restante da borda dianteira da asa varrida para trás 60 °, com uma área total de 8.370 pés² (778 m²). Os ângulos de varredura altos produziram vórtices poderosos na borda de ataque que aumentaram a sustentação em ângulos de ataque moderados a altos , mas ainda retiveram o fluxo de ar estável sobre as superfícies de controle durante um estol . Esses vórtices também forneciam um bom controle direcional, que era um tanto deficiente com o nariz caído em baixas velocidades. A asa, embora tenha apenas 3% de espessura, proporcionou sustentação substancial devido à sua grande área, que, auxiliada pela sustentação de vórtice, permitiu velocidades de decolagem e pouso comparáveis ​​às de um Boeing 707 . Além disso, uma asa delta é uma estrutura naturalmente rígida que requer pouco reforço.

O trem de pouso do avião era um tipo de triciclo tradicional com engrenagem dianteira de duas rodas. Cada uma das duas engrenagens principais de seis rodas utilizou os mesmos pneus usados ​​no Douglas DC-8 , mas que foram preenchidos com nitrogênio e a pressões mais baixas.

Para fornecer uma data de entrada em serviço ideal, a Lockheed decidiu usar um derivado turbofan reforçado do Pratt & Whitney J58 . O J58 já havia provado ser um motor a jato de alto empuxo e alto desempenho no ultrassecreto Lockheed A-12 (e posteriormente no Lockheed SR-71 Blackbird.) Por ser um turbofan, foi considerado mais silencioso do que um turbojato típico em baixa altitude e baixa velocidade, não exigia pós-combustão para decolagem e permitia configurações de potência reduzidas. Os motores foram colocados em cápsulas cilíndricas com um divisor em forma de cunha e uma entrada quadrada fornecendo o sistema de entrada para a aeronave. A entrada foi projetada com o objetivo de não exigir peças móveis e era naturalmente estável. Para reduzir o ruído das explosões sônicas , em vez de penetrar a barreira do som a uma temperatura ideal de 30.000 pés (9.144 m), eles pretendiam penetrá-la a 42.000 pés (12.802 m). Não seria possível em dias quentes, mas em dias normais isso seria possível. A aceleração continuaria através da barreira do som até Mach 1,15, momento em que estrondos sônicos seriam audíveis no solo. O avião subiria precisamente para minimizar os níveis de explosão sônica. Depois de um nivelamento inicial em torno de 71.500 pés (21.793 m), o avião cruzaria a subida, chegando a 76.500 pés (23.317 m). As descidas também seriam realizadas de maneira precisa para reduzir os níveis de explosão sônica até que as velocidades subsônicas fossem alcançadas.

Em 1964, o governo dos Estados Unidos emitiu novos requisitos em relação ao Programa SST que exigia que a Lockheed modificasse seu projeto, agora chamado de L-2000-2 . O novo design teve inúmeras modificações na asa; uma mudança foi arredondar a frente do delta para a frente, a fim de eliminar a tendência de pitch-up . Para aumentar a eficiência aerodinâmica de alta velocidade, a espessura da asa foi reduzida para 2,3%, as bordas de ataque foram feitas mais nítidas, os ângulos de varredura foram alterados de 80/60 ° para 85/62 °, e torção e curvatura substanciais foram adicionadas à dianteira delta; muito do delta traseiro foi torcido para cima para permitir que os elevons permanecessem nivelados em Mach 3.0. Além disso, carenagens de asa / corpo foram adicionadas na parte inferior da fuselagem, onde as asas estão localizadas, permitindo que um nariz com formato mais normal seja usado. Para manter o desempenho em baixa velocidade, o delta traseiro foi ampliado consideravelmente; para aumentar a carga útil, a borda de fuga apresentava uma varredura para frente de 10 °, estendendo a parte interna da asa para trás. O novo nariz reduziu o comprimento total para 214 pés (65,2 m), mantendo virtualmente as mesmas dimensões internas. Wingspan era idêntico como antes, e apesar da asa mais fina, a área aumentada da asa de 9.026 ft² (838,5 m²) permitiu o mesmo desempenho de decolagem. A proporção geral de sustentação / arrasto do avião aumentou de 7,25 para 7,94.

Durante o desenvolvimento do L-2000-2, o motor previamente selecionado pela Lockheed não foi mais considerado aceitável. Durante o intervalo de tempo entre o L-2000-1 e o L-2000-2, Pratt e Whitney projetaram um novo turbofan de pós-combustão chamado JTF-17A , que produzia maior empuxo. A General Electric desenvolveu o GE4, que era um turbojato de pós-combustão com palhetas-guia variáveis, que na verdade era o menos potente dos dois ao nível do mar, mas produzia mais potência em grandes altitudes. Ambos os motores exigiam algum grau de pós-combustão durante o cruzeiro. O design da Lockheed favoreceu o JTF-17A em relação ao GE-4, mas havia o risco de a GE vencer a competição de motores e a Lockheed ganhar o contrato SST, então eles desenvolveram novos pods de motor que poderiam acomodar qualquer um dos motores. As modificações aerodinâmicas permitiram que um pod de motor mais curto fosse usado e que utilizou um novo design de admissão. Esta entrada apresentava ângulos externos mínimos da carenagem e era precisamente contornada para permitir uma recuperação de alta pressão sem partes móveis, e permitia desempenho máximo com qualquer opção de motor. Para permitir o fluxo de ar adicional para redução de ruído, ou para ajudar no desempenho da pós-combustão, um conjunto de portas de sucção foi adicionado à parte traseira do pod. Para fornecer capacidade de frenagem no ar para rápida desaceleração e descidas rápidas, e para auxiliar na frenagem no solo, parte do bocal pode ser empregada como reversor de empuxo em velocidades abaixo de Mach 1,2. Os pods também foram reposicionados na nova asa para melhor protegê-los de mudanças abruptas no fluxo de ar.

O impulso adicional dos novos motores permitiu que a penetração supersônica fosse atrasada até 45.000 pés (13.716 m) em praticamente todas as condições. Visto que neste ponto a possibilidade de vôo supersônico por terra ainda era considerada uma opção, a Lockheed também considerou versões maiores e de menor alcance do L-2000-2B. Todos os projetos pesavam exatamente o mesmo, com um novo desenho da cauda, ​​alterações no comprimento da fuselagem, extensões do delta dianteiro, maior capacidade e variações na capacidade de combustível. A versão maior apresentava capacidade para 250 passageiros domésticos, enquanto a versão média apresentava capacidade transatlântica com 220 passageiros. Apesar das mudanças no comprimento da fuselagem, não houve aumento apreciável no risco da aeronave inclinar-se muito para cima (rotação excessiva) na decolagem.

Competição de design

Em 1966, o design assumiu sua forma final como L-2000-7A e L-2000-7B . O L-2000-7A apresentava uma asa redesenhada e a fuselagem alongada para 273 pés (83 m). A fuselagem mais longa permite um assento de classe mista para 230 passageiros. A nova asa apresentava um delta frontal proporcionalmente maior, com maior refinamento na torção e curvatura da asa. Apesar de ter a mesma envergadura, a área da asa foi aumentada para 9.424 ft² (875 m²), com um sweepback ligeiramente reduzido de 84 ° e uma asa delta principal aumentada de 65 °, com varredura frontal reduzida ao longo da borda de fuga. Ao contrário das versões anteriores, esta aeronave apresentava um flap de ponta para aumentar a sustentação em baixas velocidades e permitir uma ligeira deflexão para baixo do elevador. A fuselagem, como resultado do maior comprimento, alterações no design da asa e tentativas de reduzir ainda mais o arrasto, apresentava um ligeiro afinamento vertical na fuselagem onde as asas estavam, uma asa / corpo mais proeminente "barriga" para transportar combustível e carga , um nariz mais longo e uma cauda refinada. Como o avião não era tão direcionalmente estável como antes, o avião apresentava uma nadadeira ventral, localizada na parte inferior da fuselagem à direita. O L-2000-7B foi estendido para 293 pés (89 m), utilizando uma cabine alongada e uma cauda curvada para cima mais pronunciada para reduzir a chance de a cauda bater na pista durante a rotação excessiva. Ambos os projetos tinham o mesmo peso máximo de 590.000 lb (267.600 kg), e a razão aerodinâmica de levantamento-arrasto foi aumentada para 8: 1.

Maquetes em escala real dos projetos do Boeing 2707-200 e L-2000-7 foram apresentados à FAA e, em 31 de dezembro de 1966, o projeto do Boeing foi selecionado. O projeto da Lockheed foi considerado mais simples de produzir e menos arriscado, mas seu desempenho durante a decolagem e em alta velocidade foi ligeiramente inferior. Por causa do JTF-17A, o L-2000-7 também foi previsto para ser mais barulhento. O projeto do Boeing foi considerado mais avançado, representando uma vantagem maior sobre o Concorde e, portanto, mais adequado ao mandato do projeto original. A Boeing acabou mudando seu avançado design de asa de geometria variável para uma asa delta mais simples, semelhante ao design da Lockheed, mas com cauda. O Boeing SST foi finalmente cancelado em 20 de maio de 1971 depois que o Congresso dos Estados Unidos interrompeu o financiamento federal para o programa SST em 24 de março de 1971.

Especificações (L-2000-7A)

Dados de

Características gerais

  • Tripulação: 2-3 tripulantes de voo
  • Capacidade: 273 pax
  • Comprimento: 273 pés 2 pol (83,26 m)
  • Envergadura: 116 pés (35 m)
  • Altura: 46 pés (14 m)
  • Área da asa: 9.424 pés quadrados (875,5 m 2 )
  • Peso vazio: 238.000 lb (107.955 kg)
  • Peso máximo de decolagem: 590.000 lb (267.619 kg)
  • Powerplant: 4 × General Electric GE4 / J5M ou Pratt & Whitney JTF17A-21L motores turbojato de pós - combustão , 50.000 lbf (220 kN) de empuxo cada GE4 ca seco, 65.000 lbf (290 kN) com pós-combustão

Desempenho

  • Velocidade máxima: Mach 3
  • Alcance: 4.000 nmi (4.600 mi, 7.400 km)
  • Teto de serviço: 76.500 pés (23.300 m)
  • Carregamento da asa: 62,61 lb / pés quadrados (305,7 kg / m 2 )

Veja também

Aeronave de função, configuração e época comparáveis

Listas relacionadas

Referências

Leitura adicional

  • Boyne, Walter J , Beyond the Horizons: The Lockheed Story . Nova York: St. Martin's Press, 1998. ISBN   0-312-19237-1 .
  • Francillon, René J, Lockheed Aircraft Since 1913 . Annapolis, Maryland: Naval Institute Press, 1987. ISBN   0-87021-897-2 .

links externos